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采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了可压缩流自由剪切层内颗粒两相流流场结构.气相控制方程采用二维盒式滤波法滤除小于网格尺度的小涡以得到LES控制方程,而流场中小涡对大涡的影响采用K-ωSST湍流模型模拟.在Lagrange坐标系下用颗粒轨道模型仿真颗粒运动,用双线性插值方法实现Euler坐标系到肌Lagrange坐标系的转换,并考虑了颗粒速度和温度的改变对气相流场的反作用.分析了仿真结果中气相自由剪切层的涡结构特性,不同St数颗粒在流场中的运动特性,颗粒对流场的反作用效果,得到了合理的结论. 相似文献
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旋转部件复杂表面水滴撞击计算 总被引:1,自引:0,他引:1
为模拟旋转体结冰问题的过冷水滴运动及撞击过程,基于欧拉方法及单旋转坐标系模型,建立了三维旋转水滴运动模型,并提出了相应的数值求解方法。采用单旋转坐标系对空气及水滴两相流动过程进行处理,通过引入惯性力,将惯性系下的周期转动边界转换为定常流动边界;利用欧拉方法,使用单向耦合形式描述空气—水滴流场;在单旋转坐标系下,向控制方程内引入科里奥利加速度及牵连加速度,进行非惯性系下欧拉方程的修正,从而描述水滴运动过程;采用有限容积求解器对空气及水滴运动的控制方程组进行求解,通过引入源项定义单旋转坐标系下的惯性力,得到空气流场及水滴场的速度、体积分数分布,进而得到表面水滴撞击特性。采用上述方法对旋转帽罩与叶片模型进行算例分析,结果表明所建立的旋转水滴计算方法有效,对比静止状态表面的结果,旋转对帽罩的水滴撞击特性影响甚小,而对桨叶存在显著影响;由于帽罩具有中心对称的特性,因而旋转带来的切向速度变化对其水滴撞击特性影响不明显;桨叶表面水滴收集系数随旋转角速度增大而增大,同时收集系数在表面的分布会向迎风方向偏移,较大的角速度对应了更为显著的收集系数增幅与偏移现象。 相似文献
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针对尾座式无人机容易受到外界风场扰动和模型不确定性影响的问题,设计了一种外环 PID 与内环自抗扰控制(ADRC)的组合控制算法进行悬停姿态与高度控制,并优化扩张状态观测器(ESO)以解决调参困难的问题。建立用垂向欧拉角定义的天东北坐标系来描述悬停飞行状态,进行数学建模并完成全量运动方程组。在 Matlab/Simulink 软件内搭建基于改进 ADRC 的非线性全量运动方程模型,通过大气紊流模型建立风场。仿真分析在干扰作用下的控制效果。仿真结果表明,改进 ADRC控制算法能够有效抵抗风场干扰,实现稳定的悬停姿态与高度控制。 相似文献
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本文叙述求解纳维尔-斯托克斯方程的有限差分法。该方法用来研究绕任意三维体的不可压缩粘性流问题。利用体拟合曲线坐标系来克服描述物体几何形状时出现的困难。已经编制了用隐式和半隐式差分格式求解转换后的方程的程序。把在低和中雷诺数下用本方法计算的绕一球体的流动的数值结果与现有的理论、数值和试验结果进行了比较。也检验了绕有限机翼的流动。 相似文献
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研究了在某型现役机载雷达系统中, 采用广义Kalman 滤波器方法来预估目标机的俯仰角和方位角,产生跟踪目标用的雷达天线驱动信号, 替代传统的速率陀螺测量元件来补偿本机机动所造成的扰动的方法,同时对探测信号本身所具有的延迟起到了补偿作用。对目标的运动采用直角坐标系中的Singer 模型描述, 而对测量信号则是应用极坐标系中的描述, 采用广义Kalman 滤波器来完成估计, 即在每一步的估计和控制中对计算测量方程进行线性化结果, 实现两种坐标系的转换。通过应用Matlab/ Simulink 软件对整个系统的建模、设计及仿真研究, 得到了满意的结果。 相似文献
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应用张量分析方法将 N-S方程写于作非惯性运动的非正交曲线坐标系中 ,然后用匹配渐近展开法导出此坐标系中的边界层方程。消去压强项后 ,与惯性坐标系中的边界层方程相比 ,非惯性系中的边界层方程在 x1和 x2 方向的动量方程中分别只多了一哥氏力项 ,它们是由物体转动角速度的物面法向分量产生的 ,其它惯性力项均不进入边界层方程。方程中所含曲线坐标系的拉梅系数及其导数只需在物面上取值 ,物面曲率影响不进入边界层方程 相似文献
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航空发动机燃烧室数值模拟的现状与发展 总被引:1,自引:0,他引:1
简介了模拟计算的基本控制方程及新的数值分析方法 ,引述了燃烧室主燃区、扩压器、污染物排放及流场的CFD(计算流体力学 )、CCD(计算燃烧学 )分析的典型算例 ,重点论述了燃烧室工作不稳定性的数值模拟与试验研究。 相似文献
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大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算 总被引:1,自引:2,他引:1
对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用 k 方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据. 相似文献
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静态点火条件下,在复合推进剂和双基推进剂裂缝燃烧实验的基础上,建立了一个综合静态点火模型。其中包括对流换热效应、气相热传导效应、热辐射效应、侵蚀燃烧效应和声振腔的影响。数值求解后得到许多参数的变化规律,可以预估裂缝燃烧的基本特征及其影响因素。文中就火焰传播速度与实验结果比较,吻合较好。此模型既可用于双基推进剂的裂缝燃烧研究,又可用于复合推进剂,具有较广泛的适用性。 相似文献
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过冷大水滴飞溅特性数值分析 总被引:4,自引:0,他引:4
针对过冷大水滴(SLD)撞击结冰表面的飞溅现象,开发了基于欧拉法的二维算法程序,该程序将LEWICE飞溅模型和FENSAP飞溅模型耦合到水滴流场控制方程中进行求解,实现了对SLD撞击特性的准定常计算。根据水滴飞溅模型中对于飞溅生成子水滴质量和速度等信息的定义,通过定义控制方程中的源项,将其耦合到控制方程的求解中,进而研究水滴飞溅效应对于撞击特性的影响。研究发现,由于水滴的飞溅作用,导致翼型壁面附近的液态水含量(LWC)分布发生变化;通过对上述两种典型的SLD飞溅模型进行计算分析,发现了SLD撞击特性的一些共性和不同,并揭示了SLD撞击效应的一般特点。 相似文献