使用非正交曲线坐标与非正交速度分量的跨声速S_2流面势函数方程人工可压缩性迭代解

本文推导建立了适于求解跨声速轴流式压气机转子中S_2流面正问题的全守恒型势函数方程,方程的求解采用人工密度的方法和一种新的Φ-ρ(Γ)迭代方法,能在S_2流面上自动捕获激波.用本方法编制的计算机程序对西德DFVLR单级跨声速轴流式压气机转子的一个最高效率点实验工况进行了验算,并将计算结果与实验结果作了比较。     

DFVLR压气机转子中跨声速流动的两类流面准三元迭代解

本文依据三元流动的通用理论,完成了一个跨声速压气机转子流场的准三元迭代计算。计算表明,使用S_1跨声速正问题程序和S_2反问题程序的迭代方法是十分有效的。计算中一系列合理措施的采用,解决了迭代的收敛问题,收到了颇为满意的效果。文中的算例是西德具有详细内部流动测量数据的DFVLR跨声速转子的设计点工况,计算结果与实验值进行了比较。     

S_1流面跨声流场流函数矩阵解

跨声速叶栅流的计算,可采用时间相关法求解Euler方程,或用松弛方法求解势函数方程和流函数方程。一般说来,时间相关法耗费机时较多,势函数方法仅对无旋流适用。流函数方法适用于二元有旋流的计算,并且边界条件也较为简单,可方便地进行S_1和S_2两类流面迭代得到三元解。流函数方法的跨声计算最大的困难是密度双值问题     

跨声速叶栅流的激波捕获-分区计算法

本文基于文献[1]提出的建议,即先用流函数方程或势函数方程计算压气机叶栅的跨声速流场,得到大致的通道激波位置后,再对激波的上、下游区分别进行计算;最后通过对激波位置的调整以满足Rankine-Hugoniot条件,得出确切和明晰的激波形状及气流参量通过激波的突跃变化.文中对具有实验数据的一个双圆弧叶栅分别用势函数方法和流函数方法捕获通道激波并将二者所得激波的平均位置作为分区计算时进行通道激波调整的初始波形.在计算结果同实验值的比较中,还考虑了平面跨声速叶栅实验时实际存在的轴向速度密度比和沿流线熵增对计算结果的影响,所得计算结果是接近实验值的。     

CAS压气机跨声速流场主流-边界层准三元迭代解

本文在S_2/S_1流面准三元迭代的基础上,建立了S_1流面和S_2流面的主流-边界层迭代汁算方法,以及S_2/S_1流面之间的无粘-粘性准三元迭代系统,首次完成了跨声速压气机流场的中心S_2流面和六个S_1流面之间的主流-边界层迭代计算,得到了无粘-粘性准三元迭代解.本文为进行跨声速压气机流场无粘-粘性准三元迭代提供了工程实用的计算方法,扩大了两类流面理论在叶轮机械粘性流动计算中的应用.     

机翼跨声速非常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流IA型反命题变分原理为基础，构建求解IA型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状，跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件，新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法，根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解IA型反命题，得到了NACA64A010翼型的几何形态，计算结果令人满意。     

机翼跨声速非定常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流I_A型反命题变分原理为基础,构建求解I_A型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状,跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件,新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法,根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解I_A型反命题,得到了NACA64A010翼型的几何形状,计算结果令人满意。     

带有激波间断的跨声速叶轮机械中的三元流动理论

为了正确处理叶轮机械中激波的空间性、求解跨声速定常三维流动,通过将流面概念推广到不定常流动的情况,本文推导出了在四维“空间”的不稳定流面和不稳定流面上的基本方程.它们对三维不定常流动,也是适用的.将特征线理论用于这些方程,得出了特征相容关系,并由此确定了定常流动中的边界条件.这些基本方程、边界条件,与适当的初始条件一道,完全确立了两类流面上带有激波的跨声速流动的定解问题.这样,再根据本文建议的三维流动完整解法的步序,选用合适的差分格式,便可数值求群了.     

跨声速压气机转子中激波终止处结构的研究

一、引言 激波的存在是跨声速压气机中重要而又复杂的物理现象,对其气动热力学性能有很:大影响.为深入探讨跨声速流动的特点,有必要集中地对转子中的激波结构这一问题加以研究"”.本文中,我们根据[4]和[5]的分析,并应用【6]得到的结果,建立在激波终止处波前气流参数应满足的普遍关系式,由此可以看出激波终止处的特点.再针对[1、2】的     

有旋流动的赝势函数及其对超跨声速流动的应用

本文应用缩项法对叶轮机S_1与S_2流面上熵及转焓都不均匀的有旋流动引入一新通用函数——赝势函数,它保持了势函数的优点,但却完全解除了均熵无旋的限制。特别是对于含激波的超、跨声速流动的求解,赝势函数提供了一种新的物理上完全相容、数值解简便的有力工具。     

无激波超临界叶栅的设计与试验

随着跨声速叶轮机械的广泛被采用,一个普遍被关心的问题是如何减少跨声速流动中的激波损失和随之产生的边界层分离损失。对于跨声速流动,从亚声速到超声速的光滑过渡是容易实现的,而相反的过程,从超声速到亚声速的光滑而连续的过渡则是相当困难的。在一般情况下,从超声速过渡到亚声速均伴随有激波。而依靠某种特殊有效而仔细的叶片成型方法才有可能避免这种激波的产生。国外研究无激波超临界叶栅已有多     

CAS压气机转子跨声速流场S_1/S_2流面全三元迭代解

作为跨声速单级压气机基础研究工作的一部分,本文在过去完成的跨声速流场准三无迭代解的基础上,发展了在任意翘曲的S_1流面和若干个S_2流面上跨声流函数解相互迭代的全三无计算程序体系。对CAS跨声单转子内部流场进行了验算。经过七轮迭代,第一次得到了三元跨声流场(不假定无旋)全三元迭代解,验证了跨声速全三元迭代计算的收敛性。     

使用非正交曲线坐标与速度分量S_2流面跨音速流函数解

基于叶轮机械两类流面迭代计算理论,在非正交曲线坐标上建立了S_2流面上弱守恒型流函数方程.使用人工密度修正方法求解S_2流面跨音流动正问题,用速度积分方法避免了密度双值问题,并编制了相应的计算机程序.     

管内声传播非线性效应及反声影响的数值研究

本文提出了包括考虑反声效应的一种数值方法来计算跨声速变截面硬壁管道内无声激波非线性声传播问题。通过许多算例,详细讨论了管道形状,喉部流动马赫数,入口声源强度及反声源强度对非线性声传播影响。算例表明,确实存在最佳反声强度,这时管道出口可得到明显的声衰减效果。     

跨声速轴流式压气机三元流动设计的理论、方法和应用

基于吴仲华的三元流动理论,完成了单级跨声速轴流式研究压气机的气动热力学设计.经过两类流面的五轮迭代计算,S_1迥转面上的中心流线与中心S_2流面上相应流线的形状基本重合,其上参数如V_(θr)、△_s/R和流片厚度等大致相等,获得了三元流场的收敛解,同时也确定了满足各项设计判断准则及所需流量的流道和叶型.对超声速进气截面的流场分析表明,由于通道激波的滞止作用,波后的V_(θr)、△_s/R等量都发生了突跃.     

非正交坐标粘性亚、跨音S_1流面反问题松弛迭代解

一、前言 近年来叶轮机械的研究主要是正问题的内容。其中尤以粘性、跨音定常流进展较为迅速。反问题的研究只有在最近一些年来,由于叶轮机械的设计实践需要才得以迅速的发展。如流、势函数法解决了无旋方程的反问题求解。文献[2]提出了流函数有旋方程的直接反问题形式的数学模型,在文献[3,4]的基础上推导出了以计算网格的曲线坐标为独立变量的反问题控制方程组。本文研究了考虑粘性作用的S_1反问题的计算方法,用分     

翘曲S_1流面跨声速流函数解

一、前言 在叶轮机械工程设计、计算中,往往使用只计算一个中心S_1流面和若干个迴转S_1流面的准三元迭代解。为了得到更准确的全三元解,文献[1]在全三元迭代计算中使用了翘曲的S_1流面计算机程序。文献[3]则发展了使用曲面拟合方法的翘曲S_1流面程序。在跨声流动存在强烈激波间断时,流面形状会在激波处发生折转,流片厚度也会突变。由于这种三元效应的存在,有必要发展任意翘曲S_1流面跨声程序,进行全三元跨声迭代解。本文在文献[5]的基础上发展了翘曲S_1流面跨声计算机程序。     

非正交曲线坐标S_1流面流函数反问题松弛计算

本文在文献[1—3]工作的基础上,从叶轮机械S_1流面反问题提法之一(给定叶栅吸力面速度分布及叶片厚度分布求解叶型坐标)出发,推导了流函数反问题主方程及有限差分方程.这方程是以计算网格坐标为主变量的二阶偏微分形式的动量方程,解决了文献[4—7]所未能解决的使用有旋的运动方程求解的问题.此方程与有旋的S_2流面流函数方程的一致性保证了叶轮机械三元求解的收敛性.进一步完善了叶轮机械使用两类流面的三元流设计方法.编制了计算机程序对典型的叶型作了计算例子,结果是理想的.     

给定激波模型的叶栅跨声流的计算

本文提出了一个已知激波形状的情况下计算跨声速叶栅流场的方法,通道中只有一道激波并且激波后的气流速度低于声速。对超声区和亚声区分开进行计算,两区连接处满足激波关系.典型算例表明,本方法能迅速而精确地决定整个叶栅流场,得到的压力系数和唯一进气角都较好地符合实验值。计算结果不只提供了整个流场的流线分布和马氏数分布,并且还提供各流线上气流各参量变化的情况,特别是通过激波时的突跃变化。     

三角翼涡破裂的高精度数值模拟

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟65°后掠角尖前缘三角翼的大攻角跨声速绕流流场,考察低耗散、高分辨率的WCNS-E-5格式对于三角翼涡破裂模拟的适用性,及激波旋涡干扰对涡破裂点位置的影响,重点研究三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移.通过求解任意坐标系下的非定常雷诺平均N-S方程,采用WCNS-E-5和SST两方程湍流模型,与试验结果和文献计算结果对比,表明既有高阶精度又能光滑捕捉激波的WCNS格式在模拟三角翼旋涡破裂方面具有一定优势,其数值结果与试验结果吻合较好,三角翼大攻角旋涡破裂点的突然前移是由于跨声速流场的激波旋涡干扰.