湍流方程扩散项离散对某径向叶轮流场计算的影响

在相对旋转坐标系下采用Harten,Lax and van Leer contact （HLLC） 格式离散对流项,自行开发了基于多块结构化网格的有限体积程序,实现了对叶轮机械内部流场的数值求解.分别对半开式径向叶轮、闭式后弯叶轮展开数值模拟,程序和商业软件计算得到的不同叶高处表面压力数据,其相对差异不超过1%,验证了算法的正确性.针对湍流方程的扩散项,分别使用完全离散和略去交叉导数项离散,通过对湍流黏度等值线、气动轴向力和力矩的比较表明:在网格正交性较好的情况下,略去交叉导数项的离散对计算结果的影响小于1%,显著地减小湍流方程离散的计算量.      

非线性数值模拟柱面气膜密封动态特性

针对气膜密封研究中密封气膜动态特性分析难点问题,采用非线性数值模拟法对柱面气膜密封系统的动态特性进行研究[D].建立了柱面气膜密封系统的动力学模型,给出了基于有限元数值方法的瞬态气体雷诺方程（含时间项）与系统动力学方程的耦合求解流程和方法,数值仿真给出了柱面密封环的中心轨迹图、确定了一定转速下的临界无量纲质量、不同密封环无量纲质量时等量位移扰动下系统的响应图,分析了密封环无量纲质量对系统稳定性的影响.结果表明:光滑柱面气膜密封系统存在临界无量纲质量,临界时系统受扰后处于半频涡动状态,随着密封环无量纲质量的增加,受扰后系统收敛时间变长,稳定性变差.      

纳秒等离子体激励控制翼型流动分离机理研究

为研究纳秒介质阻挡放电(NSDBD)等离子体控制翼型流动分离的物理机理,采用已建立的NSDBD唯象学模型耦合非定常Navier-Stokes方程模拟纳秒等离子体对流场的作用。使用非定常雷诺平均NavierStokes方程(URANS)和大涡模拟(LES)两种求解方法,研究纳秒等离子体激励对NACA0015翼型流动分离控制。结果表明:NSDBD等离子体激励促使边界层提前转捩,转捩对控制流动分离起重要作用;NSDBD激励开始时在翼型前缘形成展向涡,展向涡促使分离剪切层失稳并最终进入尾迹,展向涡贴近壁面运动,将外区的高能气流带入近壁区,使上翼面流场结构发生变化,然后翼型前缘流动提前转捩促使流动经过一个小层流分离泡后发生湍流再附,最终在上翼面形成稳定的附着流动。     

间冷燃气轮机预防凝析问题研究

针对间冷燃气轮机过程控制,提出了湿空气凝析问题.以湿空气等压和等温热力学状态变化为基础,分析了间冷燃气轮机压缩、间冷过程湿空气状态变化特征,推导了湿空气经过低压压气机压缩与间冷器冷却后状态参数的变化关系,得出了只有在间冷过程才会发生湿空气凝析的结论,建立了湿空气凝析的条件判别式.以在线测量参数可获取性为基础,建立了以间冷后静温为控制目标的多参数的逻辑控制方法,并结合工程实例对转换的控制静温进行了精度分析,结果表明其误差在0.6‰以内,编制了工程适用的间冷燃气轮机控制程序,并给出了全工况运行的控制方案.      

GPU平台上的叶轮机械CFD加速计算

通过数据并行的方式对一个成熟的叶轮机多块网格气动计算程序(MAP)进行了并行化处理,利用计算统一设备架构(CUDA)技术实现了在图形处理单元(GPU)上的并行计算.保留了原程序中的2阶空间迎风格式和隐式时间离散格式,并采用了隐式迭代对线性系统进行求解.经过2个叶轮机械算例的测试,与在传统的中央处理器(CPU)上运行的原程序相比,在计算结果完全一致的前提下,单GPU的计算速度最高可达单CPU计算速度的8.89倍,与四核并行的CPU计算相比可以得到2.39倍的加速.     

超临界喷射受环境和喷射参数影响的数值研究

基于PR(Peng-Robinson)状态方程,采用二维轴对称的两相流控制方程和相关文献中的混合规则,建立了超临界燃油喷射的数值模型并采用预处理方法进行求解.以正癸烷为替代燃料研究了超临界燃油喷射到静止超临界氮气环境中时射流长度和射流扩张角的变化规律.结果表明:超临界射流长度和射流扩张角随环境压力的升高而减小,随环境温度和喷射温度的升高而增加,且超临界射流长度受环境和喷射参数影响的敏感性稍高于射流扩张角.分析认为影响超临界喷射的两个主要因素是喷射密度比和喷射动量,且后者占主导地位.     

主燃孔射流对模型燃烧室流动及燃烧影响的数值研究

数值研究不同主燃孔射流对模型燃烧室内湍流流动与液雾燃烧全流程流场的影响,采用微分方程和分区相结合方法生成包括突扩扩压器、帽罩、双级轴向旋流器、火焰筒及内外环通道的模型燃烧室三维结构化网格;在任意曲线坐标系下采用多区域耦合法计算模型燃烧室的流场.采用RNG(re-normalization group)k-ε湍流模型,旋涡破碎湍流燃烧模型模拟湍流燃烧过程;颗粒轨道模型模拟两相流动.计算结果与试验数据的比较表明:本计算方法与数学模型适用于预测模型燃烧室湍流冷、热态流场;主燃孔结构参数变化对气流温度分布的影响比对回流区尺寸与速度分布的影响更为明显,其中主燃孔Ⅱ的出口温度分布要比其他主燃孔的出口温度分布更为合理.     

桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响

采用基于非结构网格的滑移网格技术,对悬停状态下涵道螺旋桨流场进行了非定常Euler方程数值模拟,分别考查了桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响.桨尖间隙比的变化范围取为0~1.37%,双桨间距变化范围取为0.25~0.65倍的桨叶半径.研究发现:随着桨尖间隙增大,涵道螺旋桨拉力降低,功率载荷减小;桨尖间隙比存在一个临界值,约为1.10%,在该值附近,桨尖泄漏涡显著增强,引起涵道和螺旋桨的拉力分配关系剧烈变化,涵道拉力占总拉力的比值下降10.27%,系统气动性能迅速恶化;大间隙下桨尖泄漏流表现出较强的非定常现象.增大双桨间距可以提高共轴双桨涵道的气动效率,但是因为涵道对螺旋桨滑流的改善作用,这种影响并不显著,气动力的相对变化量在3%以内.     

转子叶顶间隙泄漏流轨迹前移的动力学机制

为了揭示压气机转子节流时其叶顶间隙流动的演变趋势及其形成机理,选取某亚声速轴流压气机转子为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其内部流场进行了全三维数值模拟.结果表明:随着压气机转子流量减少,主流轴向动量减小,而在叶顶间隙两侧压力梯度和二次泄漏流的共同作用下,叶顶间隙泄漏流的轴向动量却不断增大,导致叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量比不断增大,从而推动叶顶间隙泄漏流与主流的交界面不断向上游移动,这意味着叶顶间隙泄漏流在叶顶通道内造成的流动阻塞区不断扩大,正是叶顶间隙泄漏流相对于主流的增强造成的叶顶流动阻塞区不断扩大最终导致了该压气机转子进入失速状态.     

航空发动机燃烧室贫油熄火极限预测方法综述

航空发动机燃烧室贫油熄火极限的预测方法研究对于全面掌握燃烧室性能和有效工作范围,进而对提高燃烧室设计水平,完善中国航空发动机设计体系,有着重要的理论和工程意义。在总结国内外相关研究的基础上,对适合于工程应用的预测方法进行了归纳总结,其中包括半经验模型、火焰体积法、基于数值计算的Lefebvre经验公式、等效反应器网络图法、火焰前锋法和RANS燃烧流场特征法。针对每种方法,详细阐述了其特点,并对存在的问题进行了分析。最后,提出了完善贫油熄火预测方法的一些建议。