压气机叶栅内二次流的数值研究

本文应用 Beam-Warming近似隐式因子分解格式以及 MML代数湍流模型 ,采用拟压缩性方法求解雷诺平均拟压缩 N-S方程组 ,对压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值研究。结果发现 ,在给定的流动条件下 ,叶栅内有多涡系组成的二次流旋涡结构。这些涡系的产生、发展、破裂以及相互作用显示了叶栅通道内三维流动的主要特征并对流动损失具有重要影响。计算结果与实验结果比较 ,两者吻合较好。

积冰对飞机飞行性能的影响

针对飞机飞行过程中出现的积冰所带来的不利影响,提出一种求解积冰条件下飞行性能的思路.基于二维有限基本解法对翼型前缘的积冰形状进行预测;在计算飞行性能时,利用数值模拟的方法求解RNG(Renormalization Group)k-ε湍流模型下的雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程,对飞机全机流场进行解算,从而得出积冰状态下飞机的升力、阻力特性.最终结果表明:积冰严重影响着飞机的飞行性能,这与由相关实验得出的结论一致.该方法可应用于工程领域,对积冰条件下飞机的飞行性能进行快捷、有效地求解,为研究飞机防冰技术、提高飞行性能提供参考.

超音速子母弹开舱后流场特性研究

用数值求解雷诺平均N-S方程的方法对超音速子母弹开舱后复杂外形的流场特性进行数值模拟.模拟结果与试验结果对比表明,采用S-A一方程湍流模型求解雷诺平均N-S方程,并以AUSM+作为离散格式的数值方法,可较细致地模拟开舱后弹体周围的定常绕流特性.对有攻角时流场结构进行分析,并对其流动机理进行探讨.发现开舱后在弹肩处的后向台阶有回流形成,横截面子弹弹体表面边界层分离使装配空隙内形成涡流并使弹体环向表面压力出现极小峰值,不规则的外形使尾流不对称.可为确定子弹抛撒初始条件提供参考.

超声速大攻角旋成体迎风激波数值模拟

旋成弹体在大攻角超声速流动中其迎风面上有时会出现一种迎风激波,采用非定常雷诺平均的Navier- Stokes方程以及两方程kw-sst和代数B-L湍流模型成功地模拟了该现象,验证了该迎风激波是由于流场主旋涡导致超声速流动偏移造成的涡诱导激波的一部分的结论。

非结构网格离心泵全流场数值模拟研究

相对于传统的理论和实验方法,采用数值模拟的方法能够更快捷地获得离心泵的内部流场分布。研究了离心泵全流场数值求解的方法,构建了离心泵的几何模型并划分非结构网格,采用了CFX软件,通过求解雷诺平均N-S方程,对离心泵流场进行了数值模拟,计算得到了离心泵在不同工况下的扬程和效率。将计算值与实验值进行了对比,在设计工况点Q的条件下,扬程相对误差为2.8%,效率值相对误差为1.8%。因此,针对离心泵建立的基于非结构网格的离心泵全流场数值求解方法是可靠的,能够快速准确的对离心泵进行性能预测与分析。

边界条件对三维空腔流动振荡的影响

基于全隐式无分裂方法,数值求解三维非定常雷诺平均的N av ier-S tokes方程,紊流模型采用修正的B-L代数模型。运用此方法,本文数值模拟了三维开式空腔的超声速、跨声速、亚声速流动。研究了空腔口处剪切层的非定常运动现象,着重探讨了入口边界条件对三维空腔流自持性振荡的影响。数值计算结果表明,与层流速度型相比,入口条件为紊流速度型和特征边界型得到的结果能够吻合。

二维结构/非结构混合网格的生成及其流场模拟

采用分区求解方法在二维结构 /非结构混合网格中对粘性绕流作了数值模拟。利用层面推进法生成绕物体的 O形结构网格 ,利用推进阵面法在结构网格外生成非结构网格。在结构网格区内 ,采用 B-L湍流模型 ,求解雷诺平均 N-S方程。在非结构网格区内求解 Euler方程。两区的解通过在交界面上满足通量守恒条件进行耦合。

收敛-扩张喷管中运用次流推力矢量控制技术的计算研究

采用二阶TVD格式的有限体积法耦合RNGκ ε湍流模型和非平衡壁面函数求解二维守恒型雷诺平均N S方程,数值模拟了运用次流推力矢量控制技术的二维收敛 扩张喷管中的流动现象。计算结果表明,随着喷管压比的增加,次流喷射所产生的激波向扩张段下游移动,且喷管矢量角不断减小到一固定值;次流压比的增加将导致激波向扩张段上游移动,且喷管矢量角不断增加;次流压比对激波和矢量角的影响比喷管压比更强。

跨音速翼型反设计的一种大范围收敛方法

求解跨音速翼型的反设计问题时,传统的梯度型方法一般均为局部收敛.为增大求解的收敛范围,依据同伦方法的思想,通过构造不动点同伦,将原问题的求解转化为其同伦函数的求解,并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率,进而构造出一种具有较高计算效率的大范围收敛反设计方法.数值算例以RAE2822翼型的表面压力分布为拟合目标,分别采用B样条方法,PARSEC方法及正交形函数方法等3种不同的参数化方法,并分别以NACA0012,OAF139及VR15翼型为初始翼型进行迭代计算.计算结果证明,该方法适用于多种参数化方法,且具有较好的计算效率,从多个不同的初始翼型出发,经较少次数迭代后,均能与目标翼型很好地拟合,是一种高效的大范围收敛方法.

数值模拟有外挂物的空腔流动

数值模拟了有外挂物存在的开式空腔的超音速流动。数值计算采用全隐式无分裂方法,湍流模型采用修正的B-L代数模型。研究了有外挂物存在的空腔流动的剪切层自持性振荡,并与无外挂物存在时的现象进行类比。压强与时间的变化曲线、空腔底部流向的静压系数分布以及空腔后壁面法向的静压系数分布表明,空腔内的压力脉动与外挂物所处位置是有关的。对于Rossiter振荡模态,数值计算结果能够与实验结果相吻合。

发动机位置对大型运输机动力增升效能的影响研究

参照C-17运输机,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型。采用多块结构化网格技术,基于RANS方法,分别对高升力构型和轴对称发动机动力喷流进行了数值模拟验证,在此基础上开展了发动机短舱位置和喷流方位对动力增升效能的影响研究并总结其设计原则。计算结果表明,短舱垂直位置对动力增升效能影响最为显著,发动机每下沉100 mm升力至少损失0.1。为获得理想的动力增升效果,发动机短舱应在避免巡航状态喷流直接冲刷机翼下表面的前提下尽可能地靠近机翼。发动机水平位置主要影响中等以上迎角的气动力特性,短舱前伸有利于喷流进入缝道并且存在兼顾最大升力系数和失速和缓特性的最佳前伸量。发动机负的安装角每增加1°,升力可增加0.1以上,适当给定负的发动机安装角可使得尾喷流向上倾斜从而被襟翼完全阻挡。通过改变发动机位置,在起到更好的动力增升效果的同时,通常都伴有低头力矩增大,压力中心后移,以至于全机安定性增加的同时平尾配平的负担也相应增加。

非定常运动下的激波/边界层干扰分离特性研究

采用高精度数值方法求解非定常雷诺平均N-S方程和单自由度强迫俯仰运动方程,研究二维压缩拐角模型在等速抬头/低头和周期性俯仰振动等运动方式下的非定常激波/边界层干扰问题,考察角速度、振幅和频率等参数对分离区非定常变化规律的影响。结果表明,压缩拐角等速抬头运动时分离区减小、等速低头运动时分离区增大,周期性俯仰振动时分离点、再附点以及分离区大小的变化都与模型振动频率相同。与相同来流条件下定姿态计算对比分析表明,压缩拐角壁面运动产生的非定常迟滞作用使分离区大小变化减慢,俯仰振动振幅对分离区大小变化影响较大、而对变化的相位影响较小,而振动频率的改变对分离区大小变化的相位影响很大、对分离区大小影响较小。

LES/RANS方法混合函数特性研究

将两方程k-ωSST湍流模型和Sagaut的混合尺度亚格子模型通过一个混合函数相结合,构造出一种混合大涡/雷诺平均N-S方程模拟方法(hybird large eddy simulation/reynolds-averaged navier-stokes,HybridLES/RANS),采用这种混合模拟方法结合5阶WENO格式对Ma=2.8平板湍流边界层进行了数值模拟,并在计算区域上游入口处采用"回收/调节"方法生成湍流脉动边界条件,通过考查RANS区域向LES区域的过渡参数及网格分辨率对这种混合模拟方法进行了评价.计算结果表明:该文采用的混合模拟方法可以捕捉到湍流边界层中的大尺度结构且入口边界层平均参数不会发生漂移,混合函数应当将RANS区域和LES区域的过渡点设置在对数律层和尾迹律层的交界处,而过渡应当迅速以获得正确的雷诺剪切应力分布,在该文采用的模型及数值方法的条件下,流向及展向的网格小至与Escudier混合长相当时,能够获得可以接受的脉动速度的单点-二阶统计值.

基于S-A模型的覆冰输电线绕流数值分析

基于Spalart-Allmaras湍流模型(S-A模型)封闭的雷诺平均N-S方程,采用沿均匀流线的三阶Runge-Kutta法和Galerkin法分别进行时间和空间离散,得到了湍流方程的有限元格式。采用自编Matlab程序,数值模拟了不同风攻角下覆冰输电线绕流问题,得到了覆冰输电线绕流瞬态和时均流场、气动力系数时程曲线和平均气动力系数随风攻角的变化关系,并与试验结果进行对比,验证了该算法的有效性。基于流场演化和平均压力分布,分析表明风攻角变化引起的边界层分离点转移是产生升力系数尖峰突跳现象的主要原因。

三角翼大迎角非对称旋涡破裂数值模拟

采用由伪时间子迭代格式实现的二阶精度LU SGS方法进行时间推进,并以Jameson中心加人工粘性格式进行空间离散,应用层流假设和Baldwin Lomax(B L)模式,求解雷诺平均的薄层Navier Stokes(N S)方程组以模拟细长三角翼大迎角流动.为验证本方法,首先计算了具备实验数据的65°后掠角三角翼大迎角流场,获得令人满意的结果;然后模拟了80°后掠角的细长三角翼,研究其大迎角非对称旋涡破裂特性.

收敛-扩张喷管中运用激波矢量控制法的计算研究

采用二阶TVD格式的有限体积法耦合RNGk -ε湍流模型和非平衡壁面函数求解二维守恒型雷诺平均N -S方程 ,数值模拟了运用激波矢量控制法的二维收敛 -扩张喷管中的流动现象 ,很好的模拟出了由于次流喷射所产生的激波及上下壁面的压力分布 ,并将计算结果与国外的实验结果进行了对比。

过渡式空腔流动数值计算

采用雷诺平均N-S方程数值模拟了长深比L/D=12的空腔流动,分别计算了0.85Ma和1.5Ma两种速度下的流场,得到了空腔内压力、速度、涡量等分布图,分析了空腔内部流动特性。从计算结果可以看出,空腔流动明显表现出过渡式空腔流动特性,空腔前缘和后缘都有明显的涡流区域,而且当来流速度不同时,空腔内部流动分别表现出了闭式-过渡式和开式-过渡式的空腔流动特性。

某飞翼布局隐身飞行器的翼型优化

对某飞翼布局无人机的翼型进行考虑隐身迎角的气动、隐身综合优化研究。采用基于非均匀有理B样条曲线的自由变形方法实现翼型的参数化表达;无限插值动网格方法生成气动求解的计算网格;分别采用基于雷诺平均N-S方程求解的计算流体力学方法及物理光学法计算翼型的气动、隐身性能;选择多目标遗传算法进行综合寻优设计研究。优化翼型兼顾了气动与隐身的要求,其综合性能优于原翼型。结果表明,方法具有较好的实用性。

火箭发动机喷流噪声数值模拟及声振分析

为给火箭系统结构振动响应分析提供有效载荷,采用雷诺平均N-S(Reynolds-averaged N-S,RANS)方程求解喷流流场与用非线性声学求解器(Non-linear Acoustics Solver,NLAS)求解喷流声场相结合的方法,对某高超声速火箭液体发动机喷流噪声进行数值模拟.用有限元法和统计能量分析相结合的方法,求解发动机模型在噪声作用下的全频段振动响应.计算结果表明:发动机喷流噪声声压级大小与喷流流场的湍流动能密切相关,湍流强度大的位置喷流噪声声压大;喷流流场初始段混合层内产生的噪声在高频段大于过渡区内产生的噪声,但中低频段却相反.

脱体涡模拟方法研究及其应用

基于现有的非定常雷诺平均N-S方程的求解方法,研究与发展了脱体涡模拟方法(DES)。在紊流附面层内用RANS方法,湍流模型采用S-A模型,在其他区域结合S-A模型运用Smagorinski的LES模型,并将S-A模型中的物面耗散项进行适当的改进,使得改进的模型既充当了RANS中的S-A紊流模型,又充当了Smagorinski大涡模拟模型。为验证所发展方法的有效性,将研究的DES方法应用到一些典型流场计算中,并与已有结果或实验结果进行比较。