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41.
轴流压缩系统带支板过渡段的轴对称等效方法 总被引:4,自引:0,他引:4
航空发动机轴流压缩系统过渡段内存在厚支板,该支板造成的堵塞对过渡段的性能产生重要影响,同时也使过渡段内流动成为三维复杂流动,增加了设计难度。建立了一种等效方法,通过构造与带支板过渡段具有相似气动特性的轴对称过渡段,近似地等效原带支板过渡段,从而将复杂的三维问题简化为二维轴对称问题。首先,理论推导了带支板过渡段的轴对称等效方法;随后,通过数值模拟方法,对带支板过渡段和等效过渡段内的流动特性进行对比,结果表明等效过渡段不仅与带支板过渡段的静压分布吻合很好,并且两者具有相似的损失规律,说明等效方法能客观地反映支板对过渡段内流动的影响;最后,将轴对称等效方法应用于带支板过渡段原型的改进设计,改进设计后带支板过渡段支板与轮毂角区的大范围流动分离被消除,损失减小了41.6%。 相似文献
42.
Different turbulence closures were used to predict the flow interaction between the wakes created by compressor outlet guide vanes(OGVs) and a downstream annular pre-diffuser.Two statistical turbulence... 相似文献
43.
44.
在旋翼气动弹性耦合(CFD/CSD)分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格
的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方
法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。 相似文献
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48.
为了提高定几何超 声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不同位置开槽的方法 ,研究了在各级锥体上、锥体的折角处开槽时锥体上的附面层变化;研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、冲压比和起动性能产生的影响。结果表明开槽将改变超声速进气道头锥上的波系分布,使槽后附面层厚度增加。折角处开槽槽后附面层厚度比原型进气道增加16.7%,锥体上开槽比原型进气道增加33.3%。开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加,其增加量随来流马赫数的变化而变化。在马赫数为4.0的设计状态下,折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%,锥体上开槽可以提高4.3%。之外,锥体折角处开槽对流量系数影响不大,还可以改善进气道的起动性能,降低起动马赫数。 相似文献
49.
针对处于特定飞行姿态和飞行速度的某型巡航导弹,采用显示的TVD Mac-Cormack格式,结合两方程k-ε湍流模型求解飞行过程中弹体外流场的二维N-S方程,获得详细的弹体外流场结构分布,其结果同理论分析的结果非常相似,从而验证了用数值模拟方法取代部分实际试验的可行性及可信性。 相似文献
50.
本文介绍了病态方程组的判定方法,结合一项具体工程指出了病态方程组对工程实践的影响,分析了出现病态方程组的原因,强调了病态方程组判定对工程实践的作用。 相似文献