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随着绿色航空发展,为了能在设计阶段快速获得涵道风扇气动性能参数和非定常流场特征,有必要开发一种高效的数值求解方法。基于小型电推进风扇内流弱可压和尾迹耗散特性,本文将转子和涵道的面元与尾迹涡粒子耦合,使用面元法求解固壁流场,使用涡量输运方程求解远场尾迹传播特征,克服了有限体积法尾迹耗散快的问题。研究表明,本文发展的面元-涡粒子耦合方法对涵道风扇叶表压力与有限体积法趋势一致,整体推力误差为7.83%,能满足工程快速预测需求。本文发展的高效非定常计算方法的尾迹计算数值耗散低,能揭示更为复杂的非定常流动现象,仿真结果显示风扇涵道对尾迹发展有明显约束,而当尾迹传播至外部时,涡量呈现出明显的收缩和对称分布特征。在计算效率方面,本文发展的耦合方法非定常计算效率高,计算相同非定常时间步耗时仅为有限体积法的1/6,具有潜在的涵道动力非定常设计应用价值。 相似文献
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为研究倾转涵道动力装置在倾转过渡阶段的非定常气动力,使用基于滑移网格技术的非定常计算方法,利用基于内场信息和叶素理论的压力盘模型模拟风扇螺旋桨,通过求解Navier-Stokes(N-S)方程,对涵道风扇俯仰拉起过程进行数值模拟.结果表明:在倾转过程中涵道风扇非定常气动力的迟滞特性明显,俯仰角速度延迟了流场分离,增加了涵道风扇的升力和阻力;低速飞行时,涵道风扇在整个倾转过渡阶段气动性能优良;在高速大迎角飞行时,涵道风扇气动性能恶化,俯仰力矩曲线紊乱,不利于进行倾转过渡飞行. 相似文献
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为了更加精确地模拟叶轮机械内部复杂的三维非定常流动,开展了全环网格模拟方法探索,提出了针对滑移面的守恒变量插值和高效的大规模并行计算解决方案。基于千万亿次高性能计算平台,自主开发了非定常数值模拟程序,采用单级压气机、1.5级涡轮和3.5级高负荷压气机三个算例进行了程序的验证与确认,以及并行效率测试工作。模拟采用的最大网格数为2亿,计算核心数为4096个。结果表明:程序计算得到的整体气动性能与试验数据吻合良好;程序所采用的全环非定常计算模型能保证交界面处物理量的连续,削弱非物理熵增,得到更加可信的流场解;所采用的METIS的网格分区方法以及MPI并行策略使程序具有良好的负载均衡和并行效率;同时程序对超大规模的复杂问题具备良好的可扩展性和适应性,能够满足工程实际问题的流动分析和叶轮机械的精细流动研究要求。 相似文献
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基于Navier-Stokes方程开展了不同气动布局参数下的涵道风扇非定常气动特性数值模拟研究。首先,结合滑移网格方法建立了适用于涵道风扇流场求解的数值模拟方法,并基于NASA涵道风扇试验模型开展了气动性能计算验证。随后,基于所建立的CFD方法开展了涵道风扇气动布局参数对其气动特性的影响研究,揭示了悬停状态下桨尖间隙和桨盘/涵道轴向相对位置对涵道风扇流场与气动性能的影响规律。结果表明:较大的桨尖间隙对桨尖涡的抑制作用减弱,导致涵道风扇的气动性能大幅降低,同时,桨尖涡强度的增加极大地改变了桨叶尖部的压强分布;当桨盘由基准位置向涵道出口方向移动时,涵道内的诱导速度分布发生改变,涵道唇口处气流速度降低,唇口的负压峰值下降,导致涵道拉力减小,当桨盘位置由基准位置向涵道入口移动时,桨尖涡的卷起对唇口处流动的影响加剧,导致涵道拉力明显降低。 相似文献
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《航空动力学报》2012,27(6)
为降低对槽道式处理机匣流动进行模拟的计算量,特别地,为了提供一种可用于处理机匣工程设计的快速评估手段,基于对带有槽道式处理机匣的压气机非定常流动物理的理解,提出了一种处理机匣的准定常流动模型,并利用带有处理机匣的跨声压气机转子实验测量结果,以及非定常数值模拟结果对所提出的模型进行了验证.结果表明:处理机匣流动模型很好地预测了由于采用处理机匣所取得的转子失速裕度的提高,并且与非定常模拟结果比较,流动模型对转子主流以及处理机匣内部流动模拟的准确性也能得到保证.采用处理机匣流动模型所需的计算量仅约为非定常模拟的1%,这保证了提出的模型可用于快速评估槽道式处理机匣的气动特性,从而为其工程优化设计提供了有效的手段. 相似文献
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为降低对槽道式处理机匣流动进行模拟的计算量,特别地,为了提供一种可用于处理机匣工程设计的快速评估手段,基于对带有槽道式处理机匣的压气机非定常流动物理的理解,提出了一种处理机匣的准定常流动模型,并利用带有处理机匣的跨声压气机转子实验测量结果,以及非定常数值模拟结果对所提出的模型进行了验证.结果表明:处理机匣流动模型很好地预测了由于采用处理机匣所取得的转子失速裕度的提高,并且与非定常模拟结果比较,流动模型对转子主流以及处理机匣内部流动模拟的准确性也能得到保证.采用处理机匣流动模型所需的计算量仅约为非定常模拟的1%,这保证了提出的模型可用于快速评估槽道式处理机匣的气动特性,从而为其工程优化设计提供了有效的手段. 相似文献
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加力涡扇发动机喘振与消喘模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
基于气动耦合原理,发展了涡扇发动机风扇出口分流环计算模型,并进一步基于多级轴流压气机系统的逐级单元控制体模型,建立了混合加力涡扇发动机喘振及其喘振消除的数值模拟方法,并将其应用于某型全台加力涡扇发动机过失速特性模拟。在加力状态下采用收小尾喷管喉道面积诱导了风扇压气机过失速—喘振过程,并给出了预先对加力燃烧室实施切油消除风扇压气机喘振数值模拟结果。 相似文献
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为深入探讨轴流压气机旋转失速机理,利用全环非定常数值模拟在出口边界添加节流阀模型模拟压气机节流过程,通过试验测量与数值模拟结果对比分析,澄清了低速轴流压气机失速先兆及失速团的产生和演化过程。研究结果表明:压气机在转子叶片安装角存在几何偏差的情况下,spike型失速先兆是由2阶模态的整阶扰动演化而来,并最终直接形成2个大尺寸全叶高的失速团;与轴对称转子模型相比,考虑存在几何偏差的转子模型的数值模拟结果更为接近试验测量结果。 相似文献
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以分布式电推进(DEP)垂直起降(VTOL)无人机(UAVs)为研究背景,采用基于混合网格技术及k-ω SST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程的多重参考系(MRF)/动量源方法(MSM),对分布式涵道风扇-机翼构型的喷流气动特性进行了高精度准定常的数值模拟。通过对涵道单元/涵道-机翼的实验验证了零来流条件下数值计算方法的可靠性和高效性,进而对分布式涵道风扇-机翼构型的气动优势进行了分析讨论,最后对分布式涵道风扇的转速、间距、涵道风扇旋转方向等因素进行了数值模拟。研究表明:相比于单个涵道风扇,分布式涵道风扇通过喷流的耦合作用大大提升了机翼的气动特性;分布式涵道风扇不同转速的喷流对截面翼型的压力分布和周围流场的速度分布影响具有一定的相似性,但具体数值随转速变化;分布式涵道风扇间距的增大会改善涵道风扇单元的拉力特性,机翼的气动特性会随之降低;涵道风扇合理的旋转方向不仅会使得下翼面喷流区域的高压过渡更加平缓,静压数值更加连续,而且内侧涵道风扇也会被外侧喷流所激励,对机翼的升力特性产生更好的诱导效果。 相似文献
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基于低雷诺数条件的风扇/增压级气动设计 总被引:3,自引:0,他引:3
本文针对低雷诺数工作条件下的某风扇/增压级进行了通流设计、流道结构设计、各叶片排叶片几何设计及三维数值模拟。在完成气动设计循环、确定风扇/增压级流道结构形式和叶片叶型几何造型等根据设计需求进行的工作之后,使用商用软件NUMECA对该风扇/增压级12 km、0.6 Ma飞行条件100%和95%折合转速以及地面标准大气条件86.6%(简称87%)和80%折合转速的特性曲线进行了数值计算。前者用于考察巡航状态性能及流场特征,后者对应于地面起飞的最大状态。就目前设计方案的三维数值模拟结果表明,外函完全达到了设计需求指标的要求,内函除效率外,其它均达到设计要求。 相似文献
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以分布式涵道风扇推进为背景,使用多重参考系(MRF)和给定力分布的动量源方法(MSM)求解雷诺平均N-S(RANS)方程,对不同形状涵道风扇推进特性进行了数值模拟分析。对桨盘与不同形状涵道壁面之间的相互作用原理进行了研究,进而对不同外形分布式涵道风扇进行了分析。结果表明:纯圆形机匣推进特性最佳,纯方形最差,由方转圆的机匣推进特性居中;非圆机匣圆角的存在会诱使机匣内壁出现分离,产生干扰阻力,且圆角半径越小,影响越显著;非圆机匣影响风扇进口面积和桨尖涡的大小,从而从桨盘效率和唇口吸力两方面影响涵道推进效率。 相似文献
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为更好反映现代轴流风扇内部流动特征,将适合于高马赫数来流的双激波模型引入基元叶栅法,发展了一种多级轴流风扇、压气机非设计点性能计算方法。该方法通过引入雷诺数修正,考虑了雷诺数对风扇/压气机性能的影响,并使最大静压升系数法可在宽广雷诺数变化范围内预测风扇/压气机稳定边界。该方法灵活、可靠,并经过高压压气机、跨声速风扇及大涵道比风扇/增压级等典型的压气机试验结果验证,既可用于多级轴流风扇/压气机非设计点性能计算,又可发展成为高空低雷诺数条件下高性能风扇/压气机设计和研究的重要工具,有着广泛的工程应用前景。 相似文献