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采用CFD方法计算了多种来流条件下高超声速平板绕流的粘性干扰现象,计算与实验结果吻合良好。针对理论分析在平板前缘失1效的情况,结合理论分析、CFD结果和试验结果对原有沿流向壁面压力分布关系式进行了修正,使得修正后关系式在整个平板上与相关数据吻合,显著增加了压力分布关系式的应用范围。同时根据CFD计算结果,分析了平板附面层内压力等流动参数的分布规律,发现附面层内法向压力分布存在峰值,壁面压力分布大于来流静压,并给出了峰值压力及其位置的拟合式。 相似文献
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采用平面叶栅模拟压气机动叶叶尖间隙流 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对动叶叶尖进口端壁附面层的性状分析,指出采用平面叶栅模拟动叶叶尖间隙流端壁面静止(工况 1 )和仅有端壁面运动 (工况 2 )进口端壁附面层与真实情况的差异。根据转子静止静子转动这一相对运动思想设计出动叶叶尖间隙流实验模型 (工况 3)。对上述 3种工况叶片表面静压分布和叶尖间隙流进行了实验测量。实验表明:工况 3比 2,1叶尖间隙泄漏涡生成得早且间隙泄漏流量较大;采用无粘叶尖间隙流计算模型,在叶片后面部分计算结果与实测值吻合较好,而在叶片前缘部分由于流向压力梯度较大使得计算值大于实测值。 相似文献
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以数值模拟激波-附面层干扰引起的流动分离问题为研究背景,发展了基于有限体积方法的雷诺平均Navier—Stokes(RANS)方程的流场数值模拟方法。利用壁面函数模型得到壁面剪切应力,通过修正壁面粘性通量,构造了一种新的湍流边界处理方法,并将其耦合到RANS方程和SSTk-ω湍流模型的数值求解中;同时,针对激波诱导引起的附面层流动分离问题,提出一种附面层网格加密技术,能够自适应加密分离区内附面层网格,使得在流动分离区域也能够使用壁面函数模型。数值算例表明,壁面函数模型能够降低数值模拟结果对网格的依赖性;同时也验证了壁面函数耦合附面层网格自适应方法,在处理激波诱导引起的附面层流动分离问题时的有效性和准确性。 相似文献
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本文利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比。结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低Re数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流Re数的减小而增加。 相似文献
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一、组合法 用Bower的方法计算具有附着和分离紊流附面层的轴对称和二元亚音速扩压器的有关性能参数时,如分离区较大,则与试验数据相比误差较大。而按联合积分法(UIM法)计算具有分离区的扩压器的有关性能参数,则有较大的优点。其基本点和Bower的方法相同,即将附面层方程和无粘核心流方程联立求解。但对分离区的处理比Bower的方法较为合理,它直接采用修正的Coles壁面-尾流定律的速度分布关系式,将附面层动量积分方程中的壁面摩擦系数与速度分布关系式中的摩擦速度联系起来,而不采用对分离区不适用的壁面摩擦系数经验公式,并考虑了附面层外部区域的非平衡流情况。但该方法没有考虑气流压缩性,计算高亚音速扩压器时误差较大。 相似文献
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为揭示尾迹/势流干扰下压气机静叶附面层的非定常流动机理,采用数值方法对单级高负荷跨声速风扇中径处的非定常流场进行模拟,针对尾迹/势流干扰下的静叶附面层非定常流动特征进行研究。基于尾迹/势流与叶片附面层干扰模型,通过叶片壁面摩擦力、近壁面附面层湍动能和壁面静压脉动,详细分析了尾迹和势流干扰下尾迹对高负荷静叶附面层流动状态的影响。研究发现:在非定常条件下,尾迹干扰能够"刺穿"静叶附面层,使得静叶附面层发生跨越转捩现象。尾迹和受其诱导的势流碰撞静叶前缘产生的压力扰动波在压力面附面层内以声速传播,影响压力面整个弦长的静压和摩擦力分布,而在吸力面上,扰动波的传播仅局限在前缘区域部分弦长上,吸力面和压力面传播现象不同与逆压梯度和曲面凸、凹形状相关。 相似文献
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对位于低压风扇出口和高压压气机进口间的中介机匣壁面附面层的分布作了数值计算和试验研究。采用反积分和差分方法分别求解有分离的紊流附面层和层流附面层方程,对层流分离到紊流再附着,层流到紊流的转捩及紊流分离进行了判别,并测量了不同进口马赫数条件下的中介机匣壁面的静压和附面层厚度的分布,对比情况说明,计算结果和试验数据基本吻合。 相似文献
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过膨胀状态下轴对称收-扩喷管内外流场计算及分析 总被引:5,自引:4,他引:1
轴对称收-扩喷管在过膨胀状态下工作时, 喷管内部将产生强烈的激波以及附面层分离, 流态非常复杂.计算实践表明, 应用广泛采用的重整化群(RNG)k-ε湍流模型, 并结合标准壁面函数对其进行数值模拟时, 误差较大.针对标准壁面函数的不足, 采用增强型壁面函数处理固体壁面附近的流动, 对轴对称收-扩喷管的内外流场进行了数值模拟, 并与试验数据进行了分析比较.结果表明:增强型壁面函数更加适合处理此类存在强逆压梯度导致附面层分离的问题. 相似文献
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飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著,摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前,摩阻预示主要依赖数值计算,但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象,结合风洞试验摩阻测量结果,使用国家数值风洞(NNW)数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明:数值耗散越小,表面摩阻的计算精度越高;在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正,将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外,在高马赫数流动问题的数值模拟中,壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后,基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。 相似文献
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化学非平衡边界层绕流计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍用化学非平衡边界层方程组,数值计算高超声速钝头体绕流流场、组元浓度和电子密度分布情况。计算中考虑了电离空气的七种主要成分以及相互间的化学反应,比较了变熵、普朗特数及Lewis数的影响,讨论了完全催化壁和非催化壁两种情况,计算结果与文献及试验进行了比较,结果令人满意。 相似文献
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采用格子Boltzmann方法(LBM)的二维9速度(D2Q9)模型和贴体网格,通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理,分别结合Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究,两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好,相比之下,采用S-A模型能更好地预测失速迎角,其处理分离流动的能力要强于B-L模型。改进后的LBM适用于非均匀贴体网格,曲边边界,计算简单,并可应用于更复杂的高雷诺数流动中。 相似文献
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风对建筑绕流流动的数值方法 总被引:4,自引:0,他引:4
本文利用k-ε湍流模型及SIMPLE方法,在二维条件下,就风对建筑绕流流动进行了数值模拟,建筑及地面的边界条件采用以低Re数k-ε湍流模型中导出的壁函数处理近壁湍流。自由边界采用外推格式。对于计算域中的建筑物则利用控制粘性系数的方法处理。并对计算结果和风洞实验进行了比较。 为了研究建筑物之间的气流及压力分布,本文还对并列两栋建筑的不同情况进行了数值计算和分析。 相似文献