基于混合平面法的跨声速轴流压气机三维数值模拟研究

利用自主开发的三维流场求解器MFlow,基于混合平面法技术对航空发动机压气机流场进行了数值模拟。在转/静子交界面处的不同的展向位置,将流动周向平均后进行传递,使得非定常流动问题简化成为"准定常"问题,从而将计算过程简化为只需要对一个叶片流道进行计算,大大减小了计算量。通过计算得到了压气机的总体工作特性和几个关键气动参数的展向分布曲线,并将结果与试验数据进行了对比分析。计算结果和试验数据基本吻合,验证了计算程序的适用性和可靠性。

三种方法在跨音速轴流通风机数值模拟中的比较

本文分别使用多参考坐标系法、混合平面法和滑移网格法3种方法,对一台单级高压轴流风机在不同转速下的性能及内部流场进行了数值模拟。通过计算,得出了风机的性能参数和内部流场特征,重点分析了在风机内部流场为跨音速时3种方法的特点和区别。

微型轴流风扇不同流量下的损失对比

以一种电子元件冷却用的单级微型轴流风扇为研究对象,数值模拟研究了该风扇级的流场,分析了设计转速下驼峰曲线右侧4种流量下损失差异的产生原因。研究结果表明:在转子通道内,损失主要发生在泄漏涡通过的区域(I区)、压力侧边界层区域(II区)以及吸力侧边界层区域(III区)。随着流量的增加,I区叶尖涡系的影响范围变小,但涡量强度的最大值Ω0变大且都发生在叶顶间隙中,相应地在该区域高损失范围变小,但在其中心区域损失系数ζpt值变大;II区高涡强范围及其Ω0值均变大,相应地该区域高损失范围及其ζpt值也变大;III区高涡强范围及其Ω0值变化不大,相应地该区域高损失范围及其ζpt值变化也不大。综上可知:在转子通道内损失随着流量的增加而变大。在静子通道内损失随着流量的增加变化较小,所以级环境下全压效率随着流量的增加而减小。

基于相对流面理论的液体火箭发动机泵内部流动计算

应用相对流面理论对某液体火箭发动机离心泵内叶轮机械部件的内部流动进行计算和分析.流面的求解采用流线曲率法.根据不同部件内的流动数值模拟编制了模块化计算程序,使各部件的计算相对独立.不同部件之间采用混合平面法进行处理,将非定常问题转化为定常问题,简化计算.黏性的影响通过几种损失系数进行修正.数值计算的结果显示诱导轮和离心叶轮增加了液体的压强,而导流通道主要改变了液体的流动方向。

跨声速轴流压气机特性全三维黏性流动分析

应用Steger-Warming通量分裂技术,将守恒型方程中的流通向量分裂成两部分,应用NND(non-oscillatory,containing no free parameters and dissipative)格式对无黏项进行数值离散,黏性项采用中心差分格式,采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式推进迭代建立了跨声速轴流压气机性能及内流场三维Navier-Stokes方程的高分辨率和高效率的数值方法.数值模拟给出NASA rotor 37和NASArotor 67性能及内流场流动结构.并进一步基于混合平面法建立了多级轴流压气机性能计算模型,详细分析了某一级跨声速轴流压气机性能和内流特性,计算与实验结果比较表明了本模型与方法是可行的和可靠的.

用于压气机流动计算的3种模型比较

为了更好地对压气机流动进行模拟,在课题组自行开发的结构化有限体积解算器上实现了用于压气机流场计算的混合平面法、谐波平衡法及相滞后法.以NASA Stage 35为例,对3种方法的计算结果进行了比较分析.结果表明:相滞后法的计算精度最高,混合平面法的计算精度最低;相滞后法与半环的双时间推进法结果相近,计算速度提高了20倍;相比混合平面法,谐波平衡法能准确地模拟动静叶间的非定常干涉及进出口参数变化;在谐波阶数达到5阶后,谐波平衡法计算得到的结果不随阶数变化,且与相滞后法的结果基本吻合;混合平面法的计算效率远高于另外两种方法,相滞后法与谐波平衡法在谐波阶数为5阶时的计算效率相当.