数值耗散对压气机流动分离涡模拟的影响研究

分离涡模拟DES是压气机流动模拟中常用的高保真湍流模式。为了使DES准确解析湍流,数值耗散必须限制在合理范围内。然而,当前的压气机流动DES类研究工作中仍然普遍采用高耗散的迎风格式。本文首先基于DES类方法计算的各向同性衰减湍流结果,定量比较了多种不同数值格式的耗散,证实了高耗散迎风格式严重低估中高波数湍流能量。高阶重构格式可以一定程度上改善该问题,但能量耗散仍然过高。本文在高阶重构的基础上,进一步引入自适应耗散函数修改Riemann求解器,构造了自适应耗散格式。该格式在全波数范围都能准确地预测湍流能谱。将该格式配合DES类方法模拟跨声速离心压气机流动,其预测的压比相比于三阶迎风格式,更加接近实验结果。此外,自适应耗散格式显著提高了中小尺度流动结构的分辨率。分析表明,在使用DES类方法模拟压气机流动时,有必要采用数值耗散较低的离散格式,以准确预测压气机总体性能和流动结构。本文构造的自适应耗散格式是一种良好选择。

非定常等离子体激励对大攻角流动分离控制的数值模拟研究

应用交流电(alternating current,AC)介质阻挡放电(dielectric barrier discharge,DBD)等离子体流动控制由于其结构简单、响应频率快、可实现实时定量控制等优点,正在成为等离子体流动控制技术的重点研究方向。结合基于分离涡模拟(detached eddy simulation,DES)和等离子体唯象体积力模型的方法研究非定常等离子体激励对NACA0015翼型在攻角为20°情况下流动分离控制。结果表明:非定常等离子体激励在高雷诺数、大攻角下对翼型分离具有明显的控制效果,可以达到增升减阻目的,且流动控制效果比定常激励效率更高;非定常等离子体激励流动控制与定常等离子体激励流动控制机理不同,非定常等离子体激励通过促进分离区内速度脉动,对流场产生非定常的干扰,使得分离剪切层提前失稳,增强流场涡结构的掺混,从而抑制流动分离。

波纹叶片控制扩压叶栅流动分离的DES数值模拟

为了研究新型被动流动控制技术-波纹叶片对扩压叶栅流动分离的控制效果并探索其流动机理,本文采用分离涡算法(DES)对0°和8°攻角下的原型和波纹叶片进行数值模拟。研究结果表明:在0°攻角下,波纹叶片对扩压叶栅性能产生的影响非常微弱,总体性能与原型叶栅基本相当,非定常流动具有较好的周期性;在8°攻角下,波纹叶片能明显降低叶栅总压损失、减小流动分离。详细的流场细节分析表明,叶片表面的波纹能诱导产生一对反向旋转的流向涡,有效加强叶栅前缘的局部流动,为附面层的低能流体注入动量,从而提高了附面层抗分离能力,延缓了分离的产生。

DES模型在压气机亚音转子中的应用探讨

本文运用分离涡模拟(DES)方法研究了不同工况下压气机亚音转子的流动情况,分析了其时均与瞬时流场中顶部间隙泄漏流动和根部角区的流动分离。通过与S-A模型计算结果的对比表明,DES模型在模拟顶部泄漏流动及二次泄漏、泄漏流在转子下游与尾迹的干涉时能够捕捉到更强的旋涡结构,在模拟转子根部角区的分离时也能获得更为丰富的流动现象.对不同工况的DES计算表明负荷的上升会使泄漏涡形成的位置向上游移动,从而导致并加剧二次流动,并对叶栅下游泄漏涡与尾迹的干涉产生影响。对设计工况下瞬时流场的分析表明,泄漏涡在叶栅下游体现出周期性的强弱变化,近叶根分离区也体现出明显的非定常性。

弹射救生高速气流吹袭防护气动特性数值模拟

对弹射救生中高速气流吹袭防护装置对人椅系统气动特性影响进行了数值模拟。采用基于面的有限体积方法求解N-S方程,空间离散采用中心格式,时间离散采用五步显式Runge-Kutta方法。基于Spalart-Allmaras(S-A)紊流模型的DES方法,数值模拟了人椅系统在马赫数0.6、迎角-90°～90°的气动特性,获得了与风洞试验结果较为吻合的计算结果。对有无导流挡板和抬腿机构人椅系统的气动特性及飞行员胸腹部表面压力分布进行比较,结果显示两种防护装置均可有效改善人椅系统的气动特性,不同程度降低飞行员胸腹部所承受的气动力,充分说明高速气流防护装置的有效性。为进一步研究高速气流防护装置提供参考。

基于LES和DES的定日镜结构风致响应分析

定日镜作为典型的风敏感结构,设计中必须考虑其动力特性和风致响应。选用大涡模拟(large eddy simulation,LES)和分离涡模拟(detached eddy simulation,DES),结合一种新的湍流脉动流场产生方法(discretizing and synthesizing random flow generation,DSRFG)模拟风场的湍流边界条件,计算得到了0°风向角下0°、30°、60°镜面仰角下定日镜的流场分布和风荷载时程数据。建立了定日镜整体结构的有限元模型,进行了定日镜整体结构在不同镜面仰角下的风致响应分析。结果表明,通过与风洞试验结果对比,LES和DES能较好地预测出顺风向等效风荷载,但LES的结果更接近试验值;随着仰角增大,定日镜下部的共振峰值能量逐渐减小,上部的共振峰值能量逐渐增大;定日镜下部的最不利工况为仰角0°时,风振系数为3.1,中上部的最不利工况发生在仰角为60°时,风振系数分别为2.0、3.4;LES和DES能较好地模拟出流场中的紊流与涡旋,且随着仰角增大,尾流区变得狭长。结合风洞试验,为定日镜以及相似结构的数值模拟以及抗风设计提供了参考。

改进DES法和SA模型的发动机喷流影响距离研究

为评估起飞飞机发动机喷流的影响范围及程度,分析后侧穿越方案可行性,在SA湍流模型基础上,结合脱体涡模拟(DES)方法,数值模拟后侧穿越方式下的起飞飞机发动机喷流影响距离;选取热喷状态下的高亚音速喷管模型进行数值模拟,对比模拟结果与文献参考值,验证该方法的正确性和有效性;在此基础上,结合B737-800机型发动机实际边界条件,数值模拟发动机喷流效应,得出B737-800机型发动机喷流的影响距离,并与飞机特性手册对比,验证其准确性。结果表明:用改进的DES方法结合SA模型数值模拟B737-800发动机,可得出喷流在速度44、22及16 m/s时的影响距离,DES方法可较好模拟发动机喷流效应。

基于DES的舰船空气尾流场特性分析

舰船上层建筑后方产生湍流尾流场会对舰载直升机的操纵产生严重威胁。采用CFD方法对舰船空气尾流场的特性进行分析研究,突破了雷诺时均方法的局限性,使用分离涡模拟(DES)方法求解瞬态舰船尾流场,按照一定频率采样流场数据,得出的平均流场明显比RANS方法的结果更贴近实验数据,证明了此方法的有效性。同时,运用DES方法直观地观察尾流场的涡特性、流动分离和再附着等特征,发现涡结构及其不对称性是舰船空气尾流场的主要特征,涡强度在烟囱处突然增强,可能对直升机的操纵产生不利影响。

基于DES模型圆柱弹丸水中绕流特性仿真

圆柱型装药是水下战斗部的主要形式,文中基于Fluent软件,采用分离涡模拟(DES)方法对处于高雷诺数下圆柱弹丸进行了二维水中绕流仿真,重点研究了25 m/s来流速度下圆形弹丸水中绕流特性,得到了升力系数、阻力系数以及斯特劳哈尔数。通过仿真得到了周期性交替脱落的卡门涡街结构,分析了流场在不同截面时均速度规律,以及圆柱周向时均稳态压力系数,其图像规律也与已知大湍涡模拟(LES)方法高度吻合。通过对不同来速下弹丸阻力系数和斯特劳哈尔数的分析,结果表明,随着来流速度增大,阻力系数减少,圆柱弹丸在水中运动所受的阻力减小,而斯特劳哈尔数增大意味圆柱弹丸两侧涡脱落的频率增大,当涡脱落频率与物体固有频率接近时,会引起共振,造成弹的损伤。文中的研究可为水下战斗部弹丸设计提供参考。

涡结构对小颗粒在圆管背风面碰撞分布的影响

针对锅炉管背风面飞灰沉积过程,采用数值模拟的方法进行了研究.对绕柱气相湍流的模拟采用了较新的分离涡模拟方法（detached eddy simulation, DES）,通过对粒径为1～10 μm的颗粒在圆管背风面碰撞分布规律的计算发现背风面近壁区存在的主涡、二次涡和分离点附近小涡对颗粒在背风面的碰撞均有一定的影响.当速度较小时,随着粒径的增大,颗粒在背风面碰撞的质量逐渐增加,大颗粒在主涡和二次涡作用下均有较大的碰撞质量流量,而且二次涡的作用明显强于主涡;速度增加后,由背风面3种涡结构引起的颗粒碰撞量均有不同程度的减少,此时主涡的作用较强,而且二次涡引起的大颗粒碰撞量有明显减少.通过与实验测试结果进行对比检验,证明了数值模拟结果的准确性.

基于DES方法的变形叶片气动性能数值模拟研究

针对适用于垂直轴风力机的叶片,以NACA0012作为基准翼型,采用DES湍流模型,在来流雷诺数Re=1×10^(6)的情况下进行了等厚度翼型中弧线主动变形运动的数值模拟研究。选用弦长c=0.601 m,展向长度B=1 m,攻角α为15°(浅失速攻角)和18°(深失速攻角),变形频率f为0.5,2和5 Hz,变形幅值A为0.1c的参数条件,对比变形翼型与不变形翼型的气动性能。研究表明:在深失速攻角下变形翼型相较于不变形翼型,其升力系数提升52%以上,阻力系数减小64%以上,气动性能可得到有效提升,且变形翼型在特定工况下能有效减小翼型表面分离区及分离涡尺度。

亚临界区雷诺数下电磁力控制圆柱绕流场特性研究（英文）

采用脱体涡模拟方法对弱电解质中电磁力作用下圆柱绕流场及其升阻力特性进行了数值模拟与分析。研究结果表明,在亚临界区雷诺数下电磁力可以提高圆柱体边界层内的流体动能,延缓圆柱体近壁面流动分离,减弱绕流场中流向和展向大尺度涡的强度,减小圆柱体阻力及其升力脉动幅值;当电磁力作用参数大于某个临界值后,流动分离角消失,在圆柱体尾部产生射流现象,电磁力产生净推力作用,出现负阻力现象,而且升力脉动幅值显著减小且接近于零。

凹槽结构对冲击射流流场和声场特性的影响研究

采用数值模拟和试验研究相结合的方法探究了开槽斜板对射流冲击噪声及壁面横向射流尾迹的影响,并分析了其降噪机理。试验方面,采用PIV技术和远场传声器弧阵列在半消声室内测量了冲击射流流场和声场特性,数值模拟则采用分离涡模拟方法(detached-eddy simulation,DES)和FW-H声学比拟法相结合的混合方法,数值结果与流场/声场试验测量结果吻合较好。研究发现:冲击斜板的存在增加了冲击射流流场上游方向的声辐射;所有压比下,斜板表面凹槽结构都能够明显抑制横向流动,但只在NPR>2.5时,开槽斜板才能较好的抑制冲击射流噪声;开槽斜板主要是降低2500 Hz附近的纯音幅值,对3500~4500 Hz内的多个纯音基本不产生影响,因为凹槽结构会耗散掉冲击射流滞止区内的旋涡对,但不会影响射流剪切层涡脱落频率(3750 Hz)及该频率附近的纯音;开槽斜板对横向流动的抑制效果高达46%,且不同槽宽、槽深的开槽斜板均能够有效控制冲击射流横向流动尾迹。

动稳态畸变比例可变的插板装置DES数值研究

针对常规可移动式插板产生的总压畸变稳态分量和动态分量比值较为固定,无法可调,不能真实反映不同进气条件下的复杂总压畸变的动稳态比例的现状,提出了一种改进型插板,采用对常规插板开孔和开齿等方法,通过不同的参数化设计,通过更换插板在发动机进口截面产生不同稳态畸变和动态畸变比值的总压畸变,采用分离涡模拟的方法对改进型插板进行了数值仿真,结果表明:在边缘开孔或开齿会改变插板后涡结构,但不会改变动稳态畸变比例。在插板上均匀开孔或开齿,既会改变板后涡结构,也会降低动稳态畸变比例,而且随着孔齿数量或尺寸的增加,分离区得到更多的射流能量,动稳态畸变比例降低。变齿数插板畸变比例可在0.14~0.50范围内变化。

S形进气道锤击波荷载特性分析

利用基于改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.

超声速细长飞行器前置小翼展开过程的非定常特性

针对大长细比飞行器外形超声速大迎角条件下前置小翼展开过程引起的非定常问题,应用结构动网格技术和基于脱体涡模拟(DES)的非定常数值模拟技术进行了研究,获得了详细的小翼展开过程流场结构非定常变化特性,并分析了小翼展开引起的法向力、纵向压心系数等气动特性随展开角度的变化规律。研究结果表明:超声速大迎角条件下前置小翼展开过程对小翼附近区域以及尾舵区域产生了强烈的干扰影响。小翼完全展开后,压心前移4.1%,降低了飞行器静稳定性,法向力系数增加15.6%,提高了气动过载,对飞行器机动性能均产生有利影响。