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1.
刘景源 《宇航学报》2018,39(8):935-942
应用理论分析与数值模拟方法,将对流传热的场协同原理从不可压缩流动推广至高超声速化学非平衡流动中。结果表明,高超声速化学非平衡层流与湍流的热流密度取决于流动的当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同研究高超声速化学非平衡流动的壁面传热问题,对层流流动下的对流传热,不但计及了高超声速化学非平衡流的密度变化对热流密度的影响,而且包括了静焓梯度、压力梯度、边界层内的分子黏性剪切效应对热流密度的作用;对湍流问题,除了上述层流流动各项对热流密度的影响外,还计及了雷诺剪切应力对热流密度的作用。考虑到高超声速化学非平衡流静焓的定义,高超声速化学非平衡层流及湍流的场协同同时计及所有组分的平动能、转动能、振动能及电子能等梯度的贡献。  相似文献   
2.
高超声速钝头体热流的精确预估,对高超声速飞行器热防护的设计具有重要意义,而网格划分尺度对预估飞行器表面热流精度具有重要的影响。应用理论分析及数值模拟方法,提出了一种基于壁面网格雷诺数及基于钝体特征长度的来流雷诺数网格划分方法,并给出了壁面网格雷诺数的取值范围。应用所提出的网格划分方法,对不同来流条件的高超声速半圆柱及球头表面热流进行了数值模拟,结果表明,应用所提出的网格划分方法,及给出的可供参考的壁面网格雷诺数的取值范围划分网格,在满足高超声速钝体表面热流精度要求的同时,有利于网格合理分布并提高数值计算效率。  相似文献   
3.
 在Reynolds平均的框架下推导了可压缩湍流Reynolds应力方程和湍动能方程。根据一定的假设和尺度分析简化并封闭了所推导的湍动能方程。在均匀湍流假设下,湍动能耗散率可分解成可压缩性耗散和旋度耗散,并对其中的可压缩性耗散进行了封闭;同时认为旋度耗散不受可压缩性影响,直接引用传统的Reynolds平均不可压缩湍动能耗散率模型方程。由此构造了适用于高马赫数的二方程可压缩湍流模型。应用所发展的模型计算了高超声速平板绕流,并与若干现有模型的计算、实验与半经验公式的计算结果进行了对比,验证了所发展的模型。在此基础上,通过对压缩拐角的高超声速湍流的数值模拟,对所发展的湍流模型,以及若干现有模型进行了对比,显示了不同湍流模型及可压缩性修正在计算壁面压力分布和热流分布上的特点,说明了湍流模型可压缩修正的必要性,得到了所发展模型的计算结果最接近实验结果的结论。  相似文献   
4.
高超声速二方程湍流模型的数值模拟对比   总被引:1,自引:0,他引:1  
对基于Reynolds和Favré(密度加权)混合平均的二方程湍流模型进行了修正,同时根据数值模拟高超声速流动时必须具有高分辨率捕捉间断面与在边界层内抑制数值粘性的能力的要求,提出了新的总变差减小(TVD)格式熵修正函数.在此基础上,通过对压缩拐角的高超声速湍流的数值模拟,对基于Reynolds和Favré混合平均的二方程湍流模型,以及其它不可压缩模型及可压缩性修正模型进行了对比,显示了不同湍流模型及可压缩性修正在计算壁面压力分布和热流分布上的特点,说明了对高超声速压缩拐角型流动,湍流模型可压缩修正的必要性,得到了基于Reynolds和Favré混合平均的二方程湍流模型的计算结果最接近实验结果.  相似文献   
5.
薛钰  刘景源 《航空动力学报》2020,35(9):1831-1844
为了研究燃气热力参数对对流换热的影响,发展了一种计算航空发动机碳氢燃料与空气燃烧的燃气热力参数计算方法。应用该方法给出的一部分燃气热力参数作为输入条件,对不同入口温度下的平板和涡轮平面叶栅的对流换热进行了数值模拟,并与空气作为工质的对流换热数值模拟结果进行了对比。结果表明:在其他定解条件相同时,对平板和涡轮平面叶栅的对流换热,工质为多组分燃气时的壁面当地努塞尔数均大于入口工质为空气的努塞尔数,且随着入口温度的升高,空气与燃气的当地努塞尔数的差别变大;在给定的入口温度范围内,与工质为空气相比,工质为燃气的平板当地努塞尔数从28%增大到30%,涡轮叶栅则从725%增大到969%。  相似文献   
6.
应用理论分析方法对适用于不可压缩层流与湍流流动的对流传热场协同原理进行了可压缩层流与湍流流动上的推广。分析结果表明,与不可压缩流动的对流传热场协同原理不同,可压缩层流与湍流的对流传热取决于流动当地单位体积的动量与总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与总焓梯度的协同研究可压缩流动的壁面传热问题,对层流热流,不但计及了高速流动的密度变化对热流的作用,而且包括了静焓梯度、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响;对湍流问题,除了高速流动的密度变化、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响外,还计及了雷诺剪切应力对热流的作用。另外,对黏性影响不能忽略的不可压缩流动的对流传热问题,用速度向量与总温(总焓)梯度协同更精确。  相似文献   
7.
针对安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻问题,先用风洞实验测出微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性的影响,然后采用RANS方程和κ-ε湍流模型进行数值模拟,分析安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻原因。研究发现:微型涡流发生器使下游近壁面处低能气体向上卷起与外层高能气体掺混,近壁面平均湍动能增加、翼型后部脉动压强增大,压差阻力减小;湍流应力由速度梯度、湍流粘性系数和脉动压强共同决定,虽然气流掺混,弦向速度法向梯度减小、湍流粘性系数减小,但展向速度法向梯度和脉动压强增大,湍流应力增大,摩擦阻力增大;微型涡流发生器尺寸很小,完全浸没于附面层内,仅掺混与它高度相当的附面层内流体,对附面层厚度影响小,对翼型升力影响小。  相似文献   
8.
叶根倒角对微小型离心压气机气动性能的影响   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
为了研究叶根倒角对微小型离心压气机流场及气动性能的影响,对1个带有分流叶片的微小型离心压气机进行数值模拟及理论分析。结果表明:叶根倒角最小角度对主叶片及分流叶片表面的静压分布影响不大,压气机总压比几乎不变,但效率提高明显,最大可提高0.99%。压气机效率的提高,一方面是由于通道涡的削弱减小了损失;另一方面是主叶片吸力面根部附近低速区减小和流线弯曲程度降低,提高了根部附近的流通能力,减少了横向流动,从而减小了二次流的损失。另外,叶根倒角最小角度变大,降低了叶片出口处气流的不均匀性,从而减小了损失。  相似文献   
9.
SST湍流模型在高超声速绕流中的改进   总被引:2,自引:0,他引:2  
刘景源 《航空学报》2012,33(12):2192-2201
 为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。  相似文献   
10.
范铭轩  刘景源 《推进技术》2022,43(9):107-121
为了研究分流叶片前缘掠角对微小型离心叶轮流场及气动性能的影响,应用数值模拟及理论分析,对一带有分流叶片的离心叶轮进行了研究。结果表明:分流叶片前缘后掠增强离心叶轮气动性能的机制,一方面为分流叶片对主叶片泄漏涡的分流效应,以及分流叶片攻角增大致使其吸力面高速低压气流对主叶片泄漏涡的引射效应;另一方面,随分流叶片前掠角度增大,其肩部的膨胀及压缩效应增强,对主叶片压力面气动干扰增强,使主叶片压力面负荷降低,当分流叶片后掠角度增大时,气流相对分流叶片前缘攻角变大使分流叶片气动负荷变大,另外,攻角变大导致分流叶片吸力面气流加速、流线弯曲变大,气动负荷增大。在进行分流叶片设计时,权衡结构重量、气动性能等因素,建议分流叶片前缘后掠角取值在8°~16°。  相似文献   
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