跨声速叶栅流计算中边界层的影响

一、引言 在跨声速叶栅流的计算中,边界层的影响是值得重视的。特别是进口M数较高时,存在较强的激波,逆压梯度较大,使得边界层发生较大的变化,可能发生分离。另外,在跨声速叶栅流中通道接近声速堵塞时,边界层位移厚度的微小变化可能引起主流区流动图案的较大变化。本文采用主流-边界层迭代的计算方法来考察边界层对计算的影响,将文献[1]中的流函数方法作为跨声速主流区的计算方法,用文献[2]中的参考焓方法作为边界层的计算方法。应用这两个计算方法进行主流-边界层相互作用的迭代计算,对四个跨声速叶栅的主流和边界层进行了计算,考察了边界层对计算结果的影响,发现考虑边界层修     

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。     

跨声速涡轮叶栅流动计算及与激光干涉测量结果的比较

一、前言 发展高负荷涡轮,进行气动设计,需要做大量的气动实验和计算研究,这就需要发展先进的实验设备、测试技术和数值计算方法。跨声速涡轮的流场,高压、高温、高速,有激波,激波与边界层相互作用将产生分离。对此种复杂流动现象,测量技术难度大,数值计算模型也复杂。因此,数值计算研究与实验研究紧密结合,互相促进,互为补充理应得到     

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。     

超跨声涡轮叶栅尾缘激波系流动研究

本文通过分析超跨声涡轮尾缘波系的流动机理给出了详细的尾缘激波系流动图画,强调了尾缘分离激波的重要作用.经过分析,认为基底区压力是通过影响基底区宽度来影响涡轮叶栅尾缘激波强度的.最后将上述机理应用到某叶栅S1计算程序的改进工作中,数值计算和叶栅试验结果表明,改进工作有效提高了该程序对超跨声涡轮叶栅尾缘激波流动的模拟能力.     

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.     

平面叶栅跨声速绕流计算的一种新方法

本文提出了一种求解理想气体绕平面跨声速叶栅的定常均能均熵流动的所方法.算例表明,用较少的计算时间可得到较精确的结果。     

平面叶栅跨声速流动的计算——中心流线法的某些发展(四)

由于中心流线法的公式在亚声速与超声速时是一致的,且在M=1时没有奇点,所以可以利用它来计算跨声速叶栅中的无强激波流动.将计算结果与实验数据比较,说明这样做是可行的.文中还分析了此法的大致应用范围.     

跨音叶栅中真实流动的数值试验

一、引言 研究叶轮机械叶栅内部真实流动,在工程上具有重要意义.迄今已有不少完全的和简化的二维Navier-stokes方程数值解法,近年来国内这方面也做了不少工作,但适用于跨音叶栅中流动的还不多见.本文提出了一种在跨音叶栅中求解完全的N-S方程的全隐式时间推进有限差分计算方案,湍流模型采用二层代数涡旋粘性模型.     

激波与层流/湍流边界层相互作用实验研究

在超声速风洞中,分别对层流和湍流来流条件下的边界层和斜激波(激波强度足以引起流动分离)相互干扰进行了实验研究,利用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了两种条件下流场的精细结构图像;利用粒子图像测速(PIV)技术获得了两种条件下流场的速度场和涡量场;综合运用NPLS结果和PIV结果对比分析了两种流动的瞬时流动结构和时间相关性,实验结果表明:层流边界层内的分离区呈现出狭长的条状,而湍流边界层内分离区呈现出较规则的椭圆;在入射激波上游距入射点较远的位置,层流边界层外围拟序结构会诱导出一系列压缩波系,进而汇聚成空间位置不稳定的诱导激波,而湍流边界层则是在入射激波上游较近的地方直接形成较强且稳定的诱导激波;在入射激波下游,层流边界层内的膨胀区域较小且急促,膨胀后产生的再附激波很弱,而湍流边界层内的膨胀区域较大,膨胀后产生的激波较强。     

转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响

为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Re_θ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.      

水蒸气跨声速流动中非平衡相变与激波的耦合作用

引入水蒸气非平衡相变的动力学模型和水蒸气真实物性模型,建立了水蒸气跨声速非平衡流动的守恒型数值计算模型,采用Roe-FDS计算格式数值捕捉了水蒸气超声速流动中的非平衡相变与激波效应,在此基础上开展了气动激波与凝结激波的耦合计算,分析了气动激波波锋面与凝结激波波锋面相遇时,气动激波与非平衡相变之间的相互作用规律。研究显示,随着背压的不断升高,气动压缩激波不断向喷管喉口位置推移。当气动激波发生在凝结激波的下游位置时,气动激波的耗散效应使得喷管内的液相质量分数逐渐减小而不会对上游的非平衡相变和凝结激波产生影响。当气动激波随背压继续上行与气动激波交汇时,气动激波强烈的耗散效应使得凝结激波特征迅速减弱,非平衡相变逐渐退化到喷管边界区域,而气动激波由于受到凝结激波的强烈干扰,激波强度迅速减弱,显现出明显的斜弱激波特征.当气动激波上行至喷管喉口附近时,X型凝结激波逐渐消退,非平衡相变在喷管主流区消失。     

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.     

具有混合型边界条件的叶栅流动计算

1、前言 本文讨论的混合型问题,仍属叶轮机械中的“正问题”。但其中某些边界条件是未知的,须依赖适当的物理假定。这些假定在被实验证实之前,至少必须在计算求解时是可行的。 典型的例子是具有长短叶栅的离心压气机叶轮的S_1流面流动和有内外涵道的风扇压气机转子内的S_2流面流动。本文将以前者为例,讨论这种“混合型”问题的解法。 2、基本方程     

两种透平叶栅三维流动的计算分析

本文以数值手段分析研究两种不同叶片造型的三维环形叶棚内的定常粘性流动及损失情况，数值方法采用三维可压缩粘性流动压力校正其法求解N－S方程及k－ε双方程湍流模型．新一代透平叶片型线设计与传统叶片型线的差别在于叶片型线的后部加载特性．本文通过计算分析了这种后加载叶片与传统加教叶片应用于汽轮机时对控制三级叶栅损失与二次流发展的作用．     

平面叶栅栅前激波的改进模型

一、前言 跨超声速压气机的研制与发展,促进了对超声速来流叶栅的研究。当来流的轴向速度分量为亚声速时,存在着唯一进气角关系式β_∞=f(M_∞)。在准确计算这一数值关系时,就会碰到一个如何确定栅前激波形状和位置的问题。对于单翼或孤立钝体已有了若干近似方法,用来确定脱体激波的形状和位置。但对于叶栅,由于激波前的流场是不均匀的,与单翼的情况不同,至今还没有一个叶栅的激波模型。因此,世界各国的研究者     

斜激波与轴对称边界层干扰的数值模拟

使用两方程Menter-SST模型,对来流Mach数为3时的斜激波与轴对称边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。研究了斜楔激波发生器楔角和来流单位Reynolds数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。     

压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

超音速叶栅与变动来流干扰的噪音计算

一、序言 文献[1]介绍了后掠超音速叶栅由于振动引起的非定常空气动力的计算方法,用它可预估超音速叶栅非失速颤振。文献[1]的理论也可用来计算变动来流干扰引起的作用于叶片上的非定常空气动力以及因之而产生的噪音。本文介绍其方法的概要和一些算例。 这方面,梶,岡崎和西山,小林对于直叶栅、難波对于旋转叶栅、菊地对于超音速叶栅进行了研究。菊地着重考察了前置静叶在周向倾斜时的三元影响,本文着重考     

跨音透平中激波与边界层、尾迹干涉机理研究

高负荷跨音透平导叶中,流动过程十分复杂,DDES方法在该条件下对流动细节地捕捉具有特殊优势。本文采用自主开发的DDES程序,获得可靠而精确的计算结果,研究跨音叶片内部的流动机理。根据不同区域的流动现象,作者分别研究叶片吸力面处,激波和边界层的相互作用;叶片尾流区,激波和尾迹的相互作用。并对这些区域进行熵生成情况分析,为后续跨音透平中的损失减小提供理论基础。