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以Hyshot超燃冲压发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了CFD数值模拟.冷流模拟计算得到的壁面压力与试验结果吻合良好,且数值计算压力分布对采用的湍流流动模型不敏感;但是采用不同的湍流流动模型计算的湍流参数(湍动能和耗散率)差别很大,会对氢气燃料与气流的掺混产生重要影响,进而影响燃烧模拟结果.采用SST(shear stress transport)k-ω湍流流动模型和EDM(eddy dissipation model)湍流燃烧模型得到的模拟结果与试验结果基本吻合,但是计算压力峰值略靠后.对8个不同氢气燃料喷射角度的工况进行数值模拟结果表明喷射角度为99°和114°时燃料和空气混合最好、燃烧效率可达到最高. 相似文献
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为研究湍流模式对激波/湍流边界层干扰内流流动的影响,提高数值计算准确度,使用SA,SST k-ω,非线性EASM k-ω,Gao-Yong四个湍流模式对Sajben扩压器内激波/湍流边界层干扰流动进行了数值计算。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。文中展示了四个湍流模式计算得到的壁面压力、速度剖面、摩阻系数等分布。计算值与实验值符合很好,四个湍流模式总体上能够较好地模拟扩压器内激波/湍流边界层干扰复杂分离流动。Gao-Yong湍流模式对分离区内的压力、速度型的模拟更加准确,而非线性EASM k-ω模式对分离再附点位置计算最理想。 相似文献
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利用CFD软件对五种不同拓扑三维燃料—空气快速混合喷嘴进行了数值计算;应用两相流模型和RNGk-ε湍流模型,描述了快速混合喷嘴内两相流动过程。计算得出5种拓扑燃料—空气交叉射流喷嘴中湍流强度分布、总压损失系数、在流向方向各个截面温度分布和出口径向温度分布、出口速度分布和出口径向质量分布系数。通过对这些数据的分析,结果表明,射流下游添加肋结构可以有效增强混合气的快速形成,肋添加越多,对燃料的破碎和燃料—空气的混合越有利。 相似文献
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基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了SST两方程模型不同湍流生成项对低速流动数值模拟的计算分析。主要目的是为高阶精度格式在复杂外形上的应用提供技术支撑。计算模型包含了低速NLR7301两段翼型和Trap Wing高升力构型,研究内容主要包括不同湍流生成项对收敛历程、边界层湍流粘性系数分布、边界层速度分布、压力系数分布、气动特性的影响。在与试验数据对比的基础上,计算结果表明:对于低速二维流动,不同湍流生成项对收敛历程有比较明显的影响,对附面层湍流粘性系数分布和速度型影响不明显,不同湍流生成项主要影响主翼前缘的吸力峰值,进而影响升力系数和压差阻力系统;对于低速三维流动,不同湍流生成项对低速流动的收敛特性影响不明显,对翼梢涡的模拟精度有比较明显的影响,进而影响翼梢站位的压力分布和总体气动特性。 相似文献
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针对新冠疫情下座舱内乘客因气流组织分布而产生交叉感染问题,以宽体客机座舱为对象,研究了座舱内COVID-19病毒的传播特性,并提出了人体微环境控制方法来抑制病毒在座舱内的传播。采用拉格朗日方法模拟了座舱旅客呼出带病毒飞沫,揭示了座舱内病毒传播轨迹和分布特性,分析了不同送风方式、送风速度以及人体微环境控制技术对座舱内病毒颗粒传播特性的影响。提出了相对暴露值量化不同位置乘客被病毒飞沫污染程度。结果表明:送风速度对座舱内病毒飞沫传播的影响相对较小,顶/侧送风的组合送风方式可有效降低病毒飞沫的扩散范围;在座舱上方增加气幕带送风式的人体微环境控制方法,有效降低了舱内病毒飞沫浓度,减小了人员交叉感染风险,相邻位置乘客感染的相对暴露值降低了65%,其他位置乘客相对暴露值降低约90%。 相似文献
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分别采用标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型、Realizablek-ε湍流模型以及雷诺应力模型,对某型航空发动机燃烧室流动进行了数值计算.近壁处理采用标准壁面函数法,计算得到速度矢量分布以及质量流量、湍流粘度比和湍流强度等参数.四种湍流模型计算的总体流动差别较小,但流场的细节有较明显的不同.标准k-ε模型、Realizable k-ε模型和雷诺应力模型的湍流粘性计算结果较为接近,而RNGk-ε模型计算的湍流粘性较小. 相似文献
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应用GAO-YONG湍流模式数值模拟三维激波/湍流边界层干扰 总被引:2,自引:1,他引:2
应用GAO-YONG可压缩湍流模式数值模拟了三维激波/湍流边界层干扰算例之一——单鳍流动.攻角20°,来流马赫数2.93,雷诺数9.8×105.对流项和扩散项分别采用Roe格式和二阶中心差分格式计算.Runge-Kutta显示时间推进方法求解了半离散的控制方程.包括壁面压力分布,边界层内流动偏移角等在内的计算值与试验数据进行了比较.准确地预测出了三维激波/湍流边界层干扰流场的主要流动特性——λ波结构,主分离涡核,膨胀区,滑移线等.计算与Alvi等提出的单鳍流动的理论模型符合很好,得到了平板表面压力以及分离线、再附线等在单鳍流动中所独有的半圆锥特性. 相似文献
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三维复杂表面水滴撞击特性计算 总被引:18,自引:8,他引:10
为预测多段翼和发动机进气道等三维复杂形状表面在结冰气象条件下的水滴撞击特性,提出了一种基于欧拉两相流模型求解水滴收集系数的方法.空气相和水滴相认为是单相耦合的,空气流场由Euler或Navier-Stokes(N-S)方程独立求得.给出了一种水滴相撞击壁面边界条件的处理方法.为避免因局部水滴容积分数异常而导致计算发散,提出了一种自适应的数值扩散模型以增加高阶计算的稳定性.验证计算了圆柱、MS(1)-0317翼型、球面等典型二三维物面的收集系数,并计算了水滴直径呈某种分布时的情形.与公开发表的试验数据对比表明,计算方法准确有效,能很好的应用于三维复杂表面的水滴撞击特性预测. 相似文献
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航空发动机轴承腔油气两相流流动数值研究及验证 总被引:3,自引:2,他引:3
为检验传统的单向耦合模型是否适用于轴承腔油气两相流流场计算,建立了双向耦合模型.对比分析不同转速喷油后,两种模型腔内空气速度和湍动能的分布.并将双向耦合模型计算的数据与文献中实验数据对比.结果表明:喷油后空气速度分布总体变化规律与单相空气流动相似,但各点处空气速度均明显下降,平均空气速度在转速为8000r/min时变化最快;油滴的运动与蒸发对空气速度和湍动能影响较大,尤其是腔室主流区域空气速度由于油滴的耦合作用将会下降10%~15%,所以油滴对空气场的作用不能忽略. 相似文献
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为研究超声速气流中液滴与气流的混合及液滴蒸发对混合的影响,采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了超声速混合层内液滴两相流流场结构,气相流场采用亚格子(SGS)模型和切应力输运(k-ωSST)湍流模型,液相模拟采用轨道模型和单液滴蒸发模型。在混合层前缘入口处均匀持续地投放液滴,并在液滴入口处下方添加非周期小扰动,并观察液滴蒸发过程对该小扰动造成的影响。分析了入口小扰动在流场中不同的发展情况,发现液滴的蒸发过程使混合层厚度增加并加速混合层的发展,对气相流场扰动较强,可能导致流动失稳,对混合过程有很大的促进作用。 相似文献
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为了解决某型飞机进气道距离长、流道形状不规则造成从进气道唇口喷射清洗发动机时喷射参数难以确定的问题,利用linearized instability sheet atomization(LISA)模型和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,以液滴颗粒大小和运动轨迹为优化目的,以液滴在发动机气流进口端面的覆盖面和穿透能力为效果目标进行数值仿真,优化选取喷嘴的设计参数,减轻了试车工作量并降低了试验费用。通过飞机进气道与发动机联合整机在线清洗台架验证试验测试评估了预先选择喷射参数的喷嘴的喷射性能。台架试车结果表明:发动机采用冷运转状态清洗,喷射参数确定为雾化角为18°,喷嘴在喷射架上的安装角度为上偏角为7°30′,清洗车的供液压力为1MPa。针对发动机的冷起动或者慢车状态,选取的喷嘴类型、喷射压力、喷射角度和安装角度等优化的喷射参数是合理的,不仅能使清洗液滴覆盖整个发动机的进口区域并穿透整个叶栅,而且不会引起附加的风扇压气机叶片侵蚀。 相似文献
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为研究风力机运行对大气边界层近地层的潜在影响,采用 Gambit 软件建立风力机及风场模型,应用 UDF加载边界层速度分布函数作为流场入口边界条件,基于尾流特性及湍流理论,应用 Fluent 软件模拟单台风力机运行对大气边界层近地层的影响,通过分析风力机下游不同位置处的速度及湍动能以及其随高度的变化情况来进行分析研究。模拟结果表明风力机的运行会造成近地层内原本均匀分布的大气流场发生明显变化。与初始速度分布相比,流体流经风力机后,轮毂处风速迅速降低,随后逐渐增加,但随着向下游的延伸,速度增加的梯度逐渐降低,且在距离风力机17倍风轮直径后仍未增至来流速度;在竖直方向上速度分布呈现出逐渐增加的趋势,但在风轮位置处明显下降,随着空气继续向后流动,影响面积在扩大,但是趋势逐渐变缓。同时湍动能也发生较大变化,在近风轮处,由于轮毂区域的风速与周边的风速存在较大差异,所以造成近风轮处的湍动能迅速增大,随着流体向下游的延伸,与周边流体逐渐混合扩散,湍动能逐渐降低;湍动能在竖直高度上的分布在近尾迹区呈现出由地面至高空先减小后增大,再减小再增大的趋势;而远尾迹区域则先减后增,不过在到达一定高度后几乎都不再变化。由于大气各种通量的变化等也与风速、湍动能相关,所以风力机会对对其周边环境造成影响而不仅仅局限于近地层的风速、湍动能。 相似文献
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通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响;溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近;缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。 相似文献
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探头式结冰探测器为主流民航或运输类飞机所采用,其用于探测常规水滴结冰条件的技术手段已相当成熟,但探测器对于过冷大水滴(SLD)结冰条件探测和识别能力尚需探索和研究,针对具有双梭型气动外形的结冰探测器,研究其在SLD和常规水滴条件下探头表面的结冰特性,结合过冷大水滴在撞击区域、运动轨迹方面的特性分析了双梭探头构型的设计原... 相似文献
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双模态冲压发动机进气道/隔离段流场的数值研究 总被引:2,自引:2,他引:2
进气道/隔离段装置是双模态冲压发动机的关键部件,在为发动机提供足够的空气流量的同时,还要有良好的起动特性和良好的出口流场品质。采用有限体积法,隐式的二阶TVD迎风格式和S-A湍流模型,对进气道/隔离段装置进行了数值研究,分析了不同收敛角以及不同外罩长度对进气道/隔离段性能的影响。研究结果表明隔离段进口在马赫数高,畸变小的情况下承受反压能力强,流场出口品质好。 相似文献