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.     

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。     

旋转冲压压缩转子激波/附面层/泄漏流干扰研究

为分析附面层和泄漏流对旋转冲压压缩转子内激波结构的影响,开展了旋转冲压压缩转子内部流场的数值研究,并从激波形成与变化的角度分析激波与附面层,激波与泄漏流的相互作用。研究表明,S_2流面激波与轮毂附面层、S_1流面激波与隔板尾缘低速分离流体团相互作用能够改变激波的结构形态、作用位置,压比升高时低速团的影响范围增大。S_1流面激波在泄漏涡的作用位置处发生偏折,与无间隙时相比,有间隙时旋转冲压压缩转子在喉部及以后流道内更易形成激波串。     

来流气流角变化对冲压叶栅性能的影响

本文研究的冲压叶栅基于激波增压这一思想,在冲压叶栅内组织了多道斜激波及一道结尾正激波,来实现叶栅的增压效应。采用雷诺平均N-S方程和Menter-SST湍流模型,对冲压叶栅的流场进行数值模拟。数值模拟结果表明,来流气流角在37°与49°之间变化时,冲压叶栅波系可以稳定存在,并且随着来流气流角增大,叶片通道内分离趋于严重,且有竹节波产生,使得叶栅流动分离损失及激波损失加剧,等熵效率降低。     

变工况下缩放型流道涡轮动叶中激波对吸力面气膜冷却的影响

为了研究涡轮缩放型流道动叶中尾缘燕尾型激波与叶片吸力面相互作用对气膜冷却的影响,本文对不同转速和不同吹风比下无导叶对转涡轮高压动叶吸力面上激波与二次流对冷却流动及壁面静温的影响进行了数值研究。冷却孔位于高压动叶吸力面约30%轴向弦长处,沿叶高均布。共模拟了三种转速(高压动叶),分别为5460r/min、6970r/min和7800r/min;在每个转速下分别模拟了两种不同冷却气流进口速度,分别为10m/s和20m/s。从模拟结果可见,高压动叶吸力面上静温过激波作用位置后会有明显的上升,且在不同工况和不同冷却条件下静温升的大小存在差异。在高压动叶吸力面两端,冷却效果下降明显,二次流成为影响气膜冷却的主导因素,尤其是在叶片顶部。     

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。     

平面定常超音速绕流问题的新的数值解法

用特征线法解平面定常超音速绕流问题虽然有效,但当激波很弱、几乎与特征线平行时则很难处理。用有限差分法计算此问题也比较复杂。本文把作者在文章中^[1]提出的新的数值解法,发展并应用到平面定常超音速绕流的问题。仍然采用了许为厚教授提出的新拉格朗日变量^[2],这使边界条件的提法大为简化。此新的数值解法按变量指标之和,一排排地往下计算,方法简单,可以处理各种形状物体的超音速绕流。本文对向上弯曲的抛物形固壁绕流向题的实例进行了具体计算。算出了激波的形状。当激波没有形成以前,相应的普朗特一迈耶气流是有准确分析解的,把数值解与准确解进行了l比较结果是满意的。     

欠膨胀氢气射流激波结构数值模拟研究

本文利用数值模拟的方法研究了高压氢气泄漏所产生的欠膨胀氢气射流的激波结构。采用二维轴对称几何模型,分别模拟了不同压力比下,出口直径为1 mm的氢气射流。模拟得到了不同压力比下激波结构的形态和特征尺寸,包括马赫盘的位置、直径和边界层的厚度等。通过计算结果与实验测量的比较表明,当泄漏源压力小于3 MPa时,数值模拟不能够得到实验中观测到的典型激波结构;而当泄漏源压力达到3 MPa及以上时,数值模拟就可以成功地计算欠膨胀射流的激波结构.此外,模拟还得到了沿射流中心线的气流马赫数、压力和温度等一系列气流参数。     

跨声速任意迴转面叶栅流分区计算

本文进一步发展了文献[1]的方法:通道激波前超声区用特征线法,栅前外伸弓形波采用自动伸展;通道波后亚声或跨声区用文献[2]给出的弱守恒流函数方程、引入人工密度、用中心九点差分格式离散主方程、矩阵分解法解出{ψ}场,由文献[2]的办法决定.{ρ}场;迥转面上几个典型算例表明了本方法的工程实用性.文中讨论了τ、Δs、Ω等对流场的影响;捕获了通道波后仍是跨声流时的激波,气流穿过这道波时参数的突跃已明显反映在计算结果中.     

用于气球模理论的一种新磁面模型

为了便于做数值分析,需要将气球模方程表示成磁面量形式。考虑圆形磁面情形,并假定磁面位移(Shafranov位移)△为小量,如图1,图中ζ为环向角. R=R_0+△+rcosθ =rsinθ。其中r为磁面横截面半 θ为极向角,由平衡理论可知     

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。     

叶顶间隙对冲压叶轮激波结构的影响

本文采用数值模拟方法研究了带有叶顶间隙的冲压叶轮内部流场结构,分析了叶顶间隙泄漏流对冲压叶轮内部激波波系的影响。研究表明,由于叶顶间隙泄漏流的影响,在叶片展向高度85%以上的区域,冲压叶轮通道内的激波波系受到较大的影响,甚至导致叶尖区域的激波波系完全被泄漏流的影响破坏,并在叶片吸力面形成一道斜激波,形成了新的激波波系,并且由于泄漏流的存在使得流动损失增加。     

CAS压气机转子跨声速流场全三元解的分析及其与准三元解和双焦点激光测量值的比较

文献[1]对CAS跨声速压气机转子内部流场进行了s_1和s_2两类流面计算,得到了全三元迭代解。本文详细描绘、分析了文献[1]中s_1和s_2流面以及与之准正交的截面P_3上气流参量的变化规律及空间激波的形状和位置。将全三元解分别与准三元解和L2F测量值进行比较表明:两种解法的结果是相近的,理论计算与实验结果也是比较接近的。但全三元解比准三元解能更准确地反映三元效应。     

层流平衡相对论电子束束流特性的数值计算

通过对层流平衡相对论电子的运动微分方程组进行数值求解,得到正则角动量在pθ=0,pθ=const.和pθ∝r2三种情况下,束流的传输特性.针对pθ=0的相对论实心电子束,利用数值求解得到了与解析方法一致的结果,从而验证了数值方法的合理性;针对无法用解析方法求解的pθ=0环行电子束、pθ=const.和pθ∝r2的情况,利用数值方法得到了束流和空间极限电流关于波导、电子束结构和二极管电压等参数的变化规律及对轴向导引磁场的要求.计算结果表明:当相对论电子束以层流平衡态传输时,环行束较实心束具有更高的空间极限电流和更低的轴向导引磁场,且当阴极发射面与导引磁场的磁场线垂直时,维持电子束层流平衡所需的轴向导引磁场最低;电子束在有限磁场导引下以层流平衡态传输时,空间极限电流明显大于无限大磁场导引下一维近似的情况.利用数值方法对层流平衡相对论电子束进行理论研究,更全面地揭示了电子束在正则角动量满足不同条件时的束流特性,为设计新型结构的高功率微波器件提供理论参考.     

再入体头部粘性流场高分辨率格式数值模拟

TVD格式是目前数值研究以激波为主要特征之一的超声速、高超声速流场的最先进的算法之一。本文用二阶迎风TVD格式,对三种烧蚀外形的轴对称粘性流场和10°钝锥有攻角三维粘性流场进行了数值模拟,得到了高质量的头部脱体激波和与实验结果及直线推进法计算一致的物面压力分布,表明了TVD格式在再入体粘性绕流计算中的独特优势。     

面向高超声速飞行器的激波智能预测方法

高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛过程。提出了一种基于机器学习的高超声速飞行器激波智能预测方法,对典型高超声速飞行器外形进行激波位置的高效准确预测。首先,针对典型高超声速飞行器外形和典型飞行状态,使用数值模拟方法获得收敛的流场,并采用基于Mach数等值线的激波提取方法,从流场中判别激波面并提取构成激波面的关键点位置,形成训练数据;然后采用有监督学习算法,学习关键点位置,并利用二次曲线沿流向拟合关键点形成初步的激波线族;最后,基于剖面压力云图,构造基于投影压力图像的智能预测神经网络,对初步形成的激波线族进行修正,并获得三维激波面。大量的实验结果表明,激波预测模型能够对高超声速飞行器激波位置做出准确预测,预测的激波面与CFD数值计算结果中提取的激波面误差在10^-4量级。     

超声速气流中脉冲正爆震波起爆详细化学动力学数值模拟

本文应用ce/se方法和chemkinII源代码构建了二维无粘多组分详细化学反应流计算模型,研究表明能该模型够精确地捕捉激波和燃烧波等强间断面.通过区域分裂法和MPI数据传递实现了SPMD并行计算,在一定程度上缓解了复杂化学反应对计算资源的要求.数值模拟的结果表明当来流马赫数小于CJ马赫数时,楔面可以成功地起爆向上游传播的正爆震波.     

去掉上、下游叶片排后“孤立”叶片排的叶栅实验和S_1流面计算中,上、下游条件的确定

根据五十年代初建立起来的叶轮机械三元流动通用理论,本文提出一个根据多排叶片的S_2中心流面的计算结果提供某一个叶片排的S_1流面计算所需的上、下游流场条件的方法。这个方法也适用于提供对多个叶片排中某一个叶片排的S_1流面上的叶栅进行实验工作时所需的叶栅上、下游条件。本文给出的算例表明:这种方法可以使S_2中心流面计算得到的叶片排上、下游间隙站上的气流参数基本上不因拿掉它的上、下游叶片排而受到影响;同时还表明,使用本方法后得到的S_1流面计算结果与通常的处理方法得到的S_1流面计算结果在叶片的前缘处有明显的差别。     

稀薄气体二维外部柱体绕流特性研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗方法对稀薄气体二维外部柱体绕流问题进行了数值模拟。结果表明:外部绕流问题,在特定情况下会产生激波,激波的产生,不仅与气体的稀薄程度有关,还与来流马赫数有关。而气流与壁面之间的换热,随来流马赫数增加而增加,随气体稀薄程度增加而减小。     

叶尖喷气影响失速起始型式的数值研究

以某叶尖失速型的轴流压气机转子为研究对象,开展了无叶尖喷气以及喷气量为1%边界流量情况的全通道非定常数值模拟。数值探针监测结果表明:不喷气时出现了与实验测量结果一致的突尖型失速,而喷气情况下出现的是模态型失速。对比叶尖喷气下不同工况点的瞬态流场发现:在喷气流影响的径向范围内,喷嘴右侧通道中间隙泄漏流和吸力面尾缘分离耦合作用形成的流动阻塞,随着流量的减小逆转子转动方向沿周向扩展;而喷气流影响的径向范围外,喷嘴左侧通道中吸力面尾缘分离形成的流动阻塞顺转子转动方向沿周向扩展。这种流动阻塞格局的发展演化是喷气情况下出现模态扰动的原因。