运用SIMPLE方法计算大曲率弯道中的湍流流动

在三维任意贴体非正交曲线坐标系下应用同位网格技术,发展了适于求解复杂流动的压力修正算法,采用速度的协变物理分量为动量方程中速度的求解变量,湍流模型选用标准的κ-ε模型.计算表明,方法具有良好的收敛性、准确性和稳定性,计算值与试验数值吻合良好,而且能预示通道内复杂的流动现象.     

三维复杂区域对流换热问题的控制方程及计算

研究并发展了一套计算复杂区域对流换热问题的通用方法并开发了相应的可视化计算程序。针对所建立的一组以直角坐标速度分量表示的非正交曲线坐标系下的三维流动及传热控制方程,采用有限体积方法离散,SIMPLER算法求解,并利用网格界面速度插值方法解决采用非交错网格时出现的压力波动问题。本文利用所开发的程序计算了低散热发动机冷却通道自然对流换热问题。      

有中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场模拟

为了了解有中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场和温度场的特性，从圆柱坐标系出发，推导了非正交曲线坐标系下引射器内流场的基本方程，采用SIMPLEC算法和一种完全压力修正方法，在同位网络上求解了流场控制方程，并与实验测量结果进行了比较，结果表明，在中心锥壁面的作用下，圆柱混合管中流向涡很快形成，次流的低温等值线可以延伸至混合管中心轴线处，计算结果与测量值符合较好。     

不可压缩实际粘性流体绕流孤立翼型的数值研究

本文提出了基于微分-积分方程组求解N-S方程的有限差分法求解不可压缩实际粘性流体绕孤立翼型流动。计算中采用了K-ε湍流模型结合考虑逆压梯度的壁面函数法,并导出任意非正交曲线坐标系下的压力修正方法和适用于大流通量的混合格式。分别计算了层流和湍流情况下带分离翼型绕流,与流动显示及实验数据比较表明,在预测分离点位置,翼型表面压力、平均速度分布、雷诺切应力uv方面,两者吻合,结果是满意的。     

用多重网格法模拟三维流动

采用多重网格法模拟三维流动。控制方程在三维直角或圆柱坐标系中通过有限体积方法进行离散 ,SIMPLE算法对速度与压力进行耦合 ,亚松弛策略提高离散方程的收敛速度。在压力方程的求解过程中 ,界面速度应用由Rhie、Chow和Majumdar等人提出的动量方程插值法来剔除不合理的压力波动。三维流动算例表明采用多重网格法模拟三维流动可以得到良好的计算精度和收敛性。     

多区域多重网格法在直升机粒子分离器中的应用

首次将多区域多重网格法用在一般曲线坐标系下交错网格布局的 SIMPLEC算法中,在直升机粒子分离器这类独特结构中的成功应用,突破多重网格方法在多连通域中运用的局限性,使复杂问题变得简单。结果表明,它不仅能加快流场求解的收敛速度,而且还能提高计算精度。     

轴对称弯道流动的N—S方程数值解

利用涡量—流函数方法求解离心压气机进气弯道中的轴对称粘性流场。本文推导出了q—τ湍流模型方程在正交曲线坐标系下的表达式,并用以预测湍流流场。文中在涡量方程及q—τ方程中引进非定常项,采用时间推进法求解。通过对二维直通道及复杂边界的轴对称弯道内的层流、湍流流动的计算,获得了令人满意的结果。      

某小型涡喷发动机二维数值仿真

整机二维仿真模型由带有粘性项的二维欧拉方程,燃烧模型和损失模型构成.利用任意曲线坐标系来适应复杂几何边界计算,采用隐式高阶精度Godunov格式求解非定常欧拉方程,能够自动捕捉激波,数值稳定性高.计算的总性能参数与设计值对比显示:单部件的仿真精度高于整机,涡轮仿真精度高于压气机.子午平面上的计算结果分析表明:离心压气机出口处的分离流动、燃烧室掺混孔的简化对总性能参数计算结果影响较大.     

化学非平衡解耦算法精度分析及其改进

模拟化学非平衡流问题涉及到流动方程和化学反应方程两部分的求解,流动方程组中包含所有组元的偏微分方程,导致求解变量成数量级增加,点隐算法和全隐算法在求解源项刚性问题时,通常会涉及到矩阵求逆运算,这些因素带来的巨大计算量限制了隐式算法在复杂工程问题中的应用。1993年刘君提出了化学非平衡流解耦算法,将控制方程组分解为流动和化学反应两部分,流动方程的求解采用冻结流假设来描述流体微团沿流线的运动过程,化学反应方程的求解描述流体微团在随体坐标系下发生绝热、定容的爆炸过程。结合解耦算法和有限体积法的特点对这种解耦算法进行改进,提出的优化算法不需要求解组元变量所对应的偏微分方程组,只求解由5个基本变量构成的,形式上与量热完全气体近似的偏微分方程组,通过对比计算结果发现优化算法可以显著地提高计算效率。同时,将精细积分方法应用于化学非平衡流问题的求解中,通过与传统的VODE方法和α-QSS方法对比发现,精细积分方法的鲁棒性更优、精度对时间步长不敏感,适当的选取时间步长,可以充分发挥精细积分方法的优势。     

离心式压气机模型级内非定常流动的数值试验

应用同位网格下的压力校正算法和滑移网格技术 ,在贴体曲线坐标系下 ,对离心式压气机模型级内部由于叶轮与叶片扩压器相互作用引起的三维非定常湍流流场进行了数值模拟。计算结果表明 ,在设计工况下 ,由于叶轮与叶片扩压器的相互作用引起的非定常干涉流动 ,对整级内部流动有非定常影响。速度场的非定常特性主要表现在叶轮与叶片扩压器间的径向间隙范围内和扩压器的入口处 ,在叶轮和扩压器叶道内部衰减很快。而压力脉动同时向流道的上下游传播 ,在叶轮和扩压器内部流动仍具有显著的压力非定常脉动。计算结果还模拟了扩压器入口处运动涡系与扩压器叶片的相互作用及其周期性衍灭过程     

战斗机弹射救生系统数值模拟研究

对弹射救生系统这种几何外形复杂、不规则非流线型钝体,以Jameson有限体积法为基础发展了一套基于高质量混合网格的Euler方程解算器,在Euler方程解算器基础上,采用S-A湍流模型发展了一套同样基于混合网格的N-S方程解算器,初步建立了适合弹射救生系统这类几何外形复杂物体的数值模拟技术平台,并采用多种加速收敛措施和合适的耗散项模型使得所发展的解算器在软件实现上鲁棒性很强。通过选取合适的计算起始迎角,对弹射救生系统成功地进行了大迎角和大侧滑角绕流计算,获得了与风洞试验比较吻合的计算结果,并且可以清楚地观察流场中马赫数分布、弹射救生系统各部位压力分布等流场细节,对弹射救生系统空气动力特性分析具有重要的指导意义。该计算平台可作为风洞试验的合理补充、加强和完善。     

Multi-parameter decoupling and slope tracking control strategy of a large-scale high altitude environment simulation test cabin

A large-scale high altitude environment simulation test cabin was developed to accurately control temperatures and pressures encountered at high altitudes. The system was developed to provide slope-tracking dynamic control of the temperature–pressure two-parameter and overcome the control difficulties inherent to a large inertia lag link with a complex control system which is composed of turbine refrigeration device, vacuum device and liquid nitrogen cooling device. The system includes multi-parameter decoupling of the cabin itself to avoid equipment damage of air refrigeration turbine caused by improper operation. Based on analysis of the dynamic characteristics and modeling for variations in temperature, pressure and rotation speed, an intelligent controller was implemented that includes decoupling and fuzzy arithmetic combined with an expert PID controller to control test parameters by decoupling and slope tracking control strategy. The control system employed centralized management in an open industrial ethernet architecture with an industrial computer at the core. The simulation and field debugging and running results show that this method can solve the problems of a poor anti-interference performance typical for a conventional PID and overshooting that can readily damage equipment. The steady-state characteristics meet the system requirements.     

三维分块非结构化网格上的可压缩流计算方法

提出了分块非结构化网格生成方法,通过子块划分、子块网格划分、整体网格拓扑连接生成可局部加密的分块非结构化网格,既具备了非结构化网格对复杂区域的处理能力,又避免了分块结构化网格块间信息传递的复杂计算过程.通过将密度修正值引入压力修正方程,发展了非结构化网格上可压缩流动的SIMPLE算法.对孤立翼型及透平叶栅的流动进行了数值计算,压力系数、速度、折转角的数值结果与已有的实验值吻合较好,验证了数值方法的精度.      

变循环压缩系统涵道流动计算模型及模式转换倒流判据研究

为了研究双外涵变循环压缩系统的涵道流动匹配规律，发展了涵道流动的计算模型，对压缩系统模式转换过程中外涵道倒流问题的发生机理和影响因素进行了深入分析，总结了压缩系统的倒流判断准则，并基于简化计算模型和全三维计算结果对倒流判据进行了验证。研究结果表明，对于一定的压缩系统匹配状态，存在一个决定涵道匹配状态的临界核心机驱动风扇级(Core Driven Fan Stage, CDFS)总压比，当CDFS的实际工作压比高于临界压比时，压缩系统第二外涵道将发生倒流，反之则系统不倒流。复杂涵道系统内的流动损失和堵塞等特性对临界CDFS总压比有显著影响，为了准确判断压缩系统的匹配状态，需要对其进行精确模化。基于简化模型得到的压缩系统倒流临界线可以推广至全三维状态，本文提出的倒流判别准则具有较高的可靠性和可行性。     

基于内流场PSP测量技术的图像后处理

由于在测量模型表面压力方面具有独特的优势,光学压敏测量技术（Pressure-Sensitive Paint Technique,PSP）近年来受到了广泛关注。然而,由于内流场流动的复杂性及狭小的几何空间,内流场的PSP压力测量实验难度非常大,影响了PSP的测量精度与显示效果。基于对光学压敏测量技术测量原理的深刻理解,结合图像对准与三维重构理论,探究并优化相应的图像处理流程,自主发展了PSP图像的三维重构程序。以某平面叶栅叶片PSP实验图像为研究对象,按照提出的优化图像处理流程,提高了叶片表面PSP测压的精度,实现了叶片表面压力场的三维重现,并与静压孔测量结果进行了比对。结果表明：所发展的PSP图像处理方法及流程,是现有测量条件下提高PSP测量精度的有效措施之一,且经过叶片表面压力场的三维重现,便于获取图像上的压力信息。     

An Improvement to an Algorithm for Computing Aircraft Reference Altitude

A recently developed algorithm which is being used to compute an aircraft reference altitude from air data inputs is accurate in a stationary column of air. However, pressure gradients in the atmosphere can introduce significant errors. An improvement (which corrects for pressure gradient errors) has been developed which is based on the equilibrium equation for the motion of the air mass in the presence of pressure gradients.     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

RANS/LES在超声速突起物绕流中的应用研究

安装在超声速/高超声速飞行器表面的突起物如机翼、控制舵等通常会导致复杂的激波/边界层干扰,对突起物的局部气动特性甚至飞行器整体的气动特性产生较大的扰动.在采用计算流体力学(CFD)数值模拟此类问题时,传统的求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程方法由于不能准确预测湍流脉动流场并且精度有限,在应用上受到一定的限制.本文在研究B-L (Baldwin-Lomax)内层模型和Smagorinsky亚格子模型优缺点的基础上,提出了一种新型的RANS/LES(Large Eddy Simulation)混合模型,并进行了算例验证,证实了该方法的可行性.在此基础上,对火箭表面突起物的干扰流场进行了数值模拟研究,细致地刻画了突起物附近的激波/边界层干扰、剪切层失稳和底部分离涡形成的非定常过程,获得了突起物及火箭表面上的压力脉动历程并进行了频谱分析.研究发现,相对于突起物底部的非定常分离流动,突起物前缘的激波和边界层相互干扰的非定常过程是突起物周围压力脉动的主导因素,这种高频的压力脉动可能对火箭内设备的正常工作产生不利的影响.     

An experimental method for squealer tip flow field considering relative casing motion

Squealer tip is widely used in turbines to reduce tip leakage loss. In typical turbine environment, the squealer tip leakage flow is affected by multiple factors such as the relative casing motion and the wide range of variable incidence angles. The development of experimental methods which can accurately model the real turbine environment and influencing factors is of great significance to study the squealer tip leakage flow mechanism. In the present paper, a low-speed turbine cascade test facility which can model the relative casing motion and wide range of variable incidence angles (−25° to 55°) is built. Based on the similarity criteria, a high-low speed similarity transformation method of the turbine cascade is established by considering the thickness of the turbine blade. A combined testing method of Particle Image Velocimetry (PIV) and local pressure measurement is proposed to obtain the complex flow structures within the tip cavity. The results show that the experimental method can successfully model the relative casing motion and the wide range of variable incidence angles. The low-speed cascade obtained by the similarity transformation can model the high-speed flow accurately. The measurement technique developed can obtain the complex flow field and successfully capture the scraping vortex within the squealer tip.     

长中短叶片离心叶轮内部流动的数值模拟

1引言随着宇航技术的飞速发展,液体火箭发动机的燃料剂和氧化剂离心泵向高压、高速、高效化发展。为了减轻泵的重量,使结构紧凑,提高泵的功率密度,离心泵的单级扬程和转速要高,因此其比转速较低。但比转速较低的离心泵效率也较低,而且很容易出现小流量工作不稳定性。因此设计具