基于改进混合长度尺度的机翼延迟分离涡模拟 被引量：1

1

作者 丘德新 王良军 张武 《航空兵器》 CSCD 北大核心 2022年第4期70-76,共7页

对于中小迎角分离问题,延迟分离涡模拟(Delayed Detached Eddy Simulation,DDES)的方法在计算初期,流动分离区需要一定时间的发展,通常会延迟RANS模式到LES模式的切换,从而低估流动分离。本文采用改进RANS-LES混合长度尺度l_(hyb_new)... 对于中小迎角分离问题,延迟分离涡模拟(Delayed Detached Eddy Simulation,DDES)的方法在计算初期,流动分离区需要一定时间的发展,通常会延迟RANS模式到LES模式的切换,从而低估流动分离。本文采用改进RANS-LES混合长度尺度l_(hyb_new)的方法,对网格尺度和涡探测函数VTM进行修正,基于计算流体力学开源平台OpenFOAM,将修正后的混合网格尺度、涡探测函数VTM_(new)以及二维剪切层识别函数F_(KH)(VTM_(new))植入到S-A DDES模型中,研究了大迎角NACA0012翼型以及12°迎角下的NACA0012半展长矩形机翼绕流问题,并对比了采用原S-A DDES和改进RANS-LES混合长度尺度后的S-A DDES湍流模型计算的机翼背风区涡结构和翼尖涡。结果表明,采用本文方法可以在机翼背风区观察到剪切层的快速失稳,并且能够更加精细地模拟机翼背风区的大尺度非定常涡系结构以及翼尖涡的形成细节,有效地加快DDES方法的RANS模式切换到LES模式。此外,本文还计算了该矩形机翼在18°迎角的分离流问题,进一步验证了所提方法的有效适应性。 展开更多

关键词 延迟分离涡模拟 非定常流动 RANS LES 翼尖涡 OPENFOAM 空气动力学

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侧喷干扰脱体涡模拟研究

2

作者 廖嘉鑫 张庆兵 +1 位作者 陈刚 何厚辛 《现代防御技术》 北大核心 2025年第2期66-73,共8页

跨域飞行器在大气中进行直接力控制时,喷流与来流相互作用,形成相应的干扰流场。已有研究指出,传统的雷诺时均模拟模型在准确预测该干扰流场的强时变和非线性流动特性方面存在困难。为深化对超声速侧向喷流-来流干扰对控制系统的影响及... 跨域飞行器在大气中进行直接力控制时,喷流与来流相互作用,形成相应的干扰流场。已有研究指出,传统的雷诺时均模拟模型在准确预测该干扰流场的强时变和非线性流动特性方面存在困难。为深化对超声速侧向喷流-来流干扰对控制系统的影响及其作用机理的认知,本研究基于锥-柱-裙外形模型,建立了适用于喷流扰流场的湍流高解析数值计算方法。通过对比延迟脱体涡模拟方法和雷诺时均模型在不同网格密度下的仿真结果,研究发现延迟脱体涡模拟方法在流动下游的喷流尾迹干扰区域与雷诺时均方法存在显著差异。在侧喷控制领域,DDES方法在足够解析湍动的网格条件下显著提高了结果的可信度。该研究通过数值模拟支持,深入理解了超声速侧向喷流干扰流场的湍动特性,结果表明动态雷诺时均-大涡模拟方法可以提高雷诺时均模拟的压力预测效果。研究为提高直接力控制系统预测效果提供了参考。 展开更多

关键词 喷流干扰 延迟脱体涡模拟 雷诺时均方法 流动分离 有限元法

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基于延迟脱体涡模拟方法对Gurney襟翼分离流动的数值模拟 被引量：2

3

作者 夏明 张晓东 钟伯文 《航空制造技术》 北大核心 2014年第16期114-117,共4页

采用基于k-ωsst湍流模型的延迟脱体涡模拟DDES(Delayed-Detached Eddy Simulation)混合算法对施加Gurney襟翼的两段翼进行了数值模拟,重点讨论了DDES与非定常雷诺平均方法 URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)对Gurney襟... 采用基于k-ωsst湍流模型的延迟脱体涡模拟DDES(Delayed-Detached Eddy Simulation)混合算法对施加Gurney襟翼的两段翼进行了数值模拟,重点讨论了DDES与非定常雷诺平均方法 URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)对Gurney襟翼分离绕流的数值模拟能力,并与试验结果进行对比。计算结果表明DDES方法结合了URANS与大涡模拟LES(Large Eddy Simulation)的优点,在分离流场脱体涡模拟方面具有优势,在Gurney襟翼的流场研究中体现出更强的模拟能力。 展开更多

关键词 延迟脱体涡模拟 GURNEY襟翼 κ-ωsst 湍流模型 分离流动

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基于分离涡模拟的对转舵桨水动力性能数值分析 被引量：2

4

作者 王志勇 范佘明 +1 位作者 孙群 张晨亮 《船舶》 2019年第3期11-20,共10页

基于OpenFOAM 软件平台,采用改进的延迟分离涡模拟(IDDES)模型,结合滑移网格方法,对一组对转桨和对转舵桨的水动力性能进行数值预报,并利用快速傅里叶变换(FFT)对推力系数进行频谱分析。对转桨数值计算结果与模型试验结果比较,推力、扭... 基于OpenFOAM 软件平台,采用改进的延迟分离涡模拟(IDDES)模型,结合滑移网格方法,对一组对转桨和对转舵桨的水动力性能进行数值预报,并利用快速傅里叶变换(FFT)对推力系数进行频谱分析。对转桨数值计算结果与模型试验结果比较,推力、扭矩系数以及推进器效率的误差分别在3%、2%和5%左右,验证了该数值方法的可行性。对转舵桨数值计算结果提示:压差阻力是吊舱和立柱阻力的主要成分,在立柱的前端存在回流,对立柱的优化设计可以从这两方面入手;立柱和吊舱的存在能够减小轴承力导致的振动。 展开更多

关键词 改进的延迟分离涡模拟 对转舵桨 频谱分析 相互干扰

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基于DDES方法的叶栅分离旋涡的非定常流动数值研究 被引量：12

5

作者 刘若阳 侯安平 +1 位作者 单树军 倪奇峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期16-26,共11页

为了研究叶栅分离旋涡的非定常流动特性,选取亚声速叶栅为研究对象,进行了基于延迟分离涡模拟方法 (DDES)的非定常数值模拟。针对进口Ma0.3的情况,对比分析了进口攻角、叶栅稠度、叶片弯角、叶片中弧线弯度分布和叶片厚度等因素对于叶... 为了研究叶栅分离旋涡的非定常流动特性,选取亚声速叶栅为研究对象,进行了基于延迟分离涡模拟方法 (DDES)的非定常数值模拟。针对进口Ma0.3的情况,对比分析了进口攻角、叶栅稠度、叶片弯角、叶片中弧线弯度分布和叶片厚度等因素对于叶栅分离旋涡运动的影响。结果表明,当攻角增大时,尾迹附近流场会逐渐由定常模式转化为非定常对涡脱落模式,同时对涡脱落频率不断减小;随着攻角的进一步增大,叶背分离强度不断增加,叶背分离涡开始单独脱落,并主导流场旋涡运动。强烈的叶背分离涡脱落引起了叶片气动力的剧烈脉动,其幅值是小攻角状态下由尾迹对涡脱落引起叶片气动力脉动的30倍以上。叶栅几何参数的改变对于流场旋涡运动同样有很大影响,流场同样呈现出"定常尾迹"、"对涡脱落"、"叶背分离涡脱落"这三种主要的旋涡运动形式之一。叶背分离点的相对位置则是影响旋涡非定常运动形式和旋涡脱落频率的主要内在因素。 展开更多

关键词 延迟分离涡方法 旋涡运动 脱落频率 非定常模拟

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基于动态分区概念的高超声速燃烧大涡模拟

6

作者 姚卫 刘杭 +2 位作者 张政 肖雅彬 岳连捷 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期954-974,I0003,共22页

本文基于动态分区概念开展了亿级网格的高马赫数全尺寸超燃冲压发动机内外流耦合一体化改进延迟分离涡(IDDES)模拟研究.研究建立了包括动态分区火焰面湍流燃烧模型(DZFM)、分区自适应化学(ZDAC)和分区并行自适应建表(Z-ISAT)的完整动态... 本文基于动态分区概念开展了亿级网格的高马赫数全尺寸超燃冲压发动机内外流耦合一体化改进延迟分离涡(IDDES)模拟研究.研究建立了包括动态分区火焰面湍流燃烧模型(DZFM)、分区自适应化学(ZDAC)和分区并行自适应建表(Z-ISAT)的完整动态分区燃烧模拟框架,并通过1.15亿网格的马赫数12 REST标准高超声速燃烧室模型初步验证了分区模拟框架的保真性.DZFM通过分区解耦的思想既准确表征了当地湍流化学交互作用关系,又有效提升了整场湍流燃烧的计算效率.Z-DAC和Z-ISAT通过在分区框架内对化学反应机理进行动态实时简化和建表查询,可进一步提升当前分区内化学反应的求解效率.基于1.25和1.4亿网格动态分区框架对比分析了马赫数10条件下中心支板(strut)和壁面撑挡型(pylon)两类构型氢气高超声速燃烧室特性.支板或撑挡结构均诱发了明显的边界层分离和头部回流区,由此两种燃烧室均出现了较长区域的喷注点前部燃烧现象.基于Borghi图的数值分析表明当前氢气高超声速燃烧室中广泛存在扩散控制为主的火焰面模式,效率提升的瓶颈在于高效增混.壁面撑挡燃烧室具有较高的穿透深度和近场混合效率,因而燃烧效率高于净推力准则80%,相应的比冲1234 s也远高于中心支板燃烧室的437 s.分区自适应化学方法在将近一半的计算域上降低了反应求解计算代价,特别是在无燃料区反应机理的简化幅度更加明显.相比与传统的有限速率PaSR模型,DZFM模型实现了高达11倍的加速比. 展开更多

关键词 高超声速燃烧 动态分区火焰面 分区自适应化学 分区并行自适应建表 改进延迟分离涡模拟

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七叶大侧斜螺旋桨空泡特性及梢涡演化数值模拟研究 被引量：6

7

作者 齐江辉 郭健 +2 位作者 郑亚雄 董斌 朱成华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第11期2605-2612,共8页

为研究七叶大侧斜螺旋桨尾流场及梢涡特性,基于延迟分离涡方法(DDES)建立了螺旋桨空化流场数值预报模型,为验证所建立数值模型的准确性,进行了多套不同尺度网格的不确定性分析,同时将非定常流动中螺旋桨(VP1304)螺旋桨空泡及梢涡特性计... 为研究七叶大侧斜螺旋桨尾流场及梢涡特性,基于延迟分离涡方法(DDES)建立了螺旋桨空化流场数值预报模型,为验证所建立数值模型的准确性,进行了多套不同尺度网格的不确定性分析,同时将非定常流动中螺旋桨(VP1304)螺旋桨空泡及梢涡特性计算结果与试验结果进行了对比。基于该模型对七叶大侧斜螺旋桨的尾流场及梢涡特性进行了数值分析,计算结果表明:本文所建立的数值模型精度较高,可以准确地捕捉到梢涡空泡及梢涡尾流场特性;同时DDES方法相比RANS方法在对复杂湍流流动的捕捉能力更强,更适用于螺旋桨梢涡捕捉;尾流场网格加密对尾流场模拟及准确捕捉梢涡十分重要,但对螺旋桨水动力性能影响不大;尾流区域的轴向速度场可以分为加速流动区和自由流动区,进速系数越小,自由流动区与加速流动区之间的界限向外扩张越明显;E1619桨在重载工况有明显的梢涡空泡产生,而轻载工况空泡面积较小且无梢涡空泡发生;梢涡在向下游发展过程中会发生相互融合,进速系数越大,融合发生得越晚,梢涡强度也越小;七叶大侧斜螺旋桨在尾流区域会产生一个分支涡,分支涡起始于吸力弯曲面下缘,且与梢涡呈一定的夹角,进速系数越大,夹角越小。 展开更多

关键词 七叶螺旋桨 延迟分离涡模拟 空泡特性 梢涡演化 尾流场

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倾转机翼旋翼无人机倾转过渡状态数值模拟 被引量：1

8

作者 王宗辉 杨云军 +1 位作者 赵弘睿 赵佳祥 《现代防御技术》 北大核心 2024年第3期9-19,共11页

倾转机翼旋翼无人机相较于传统构型倾转旋翼机能够显著改善悬停状态旋翼尾迹对机翼的气动干扰影响,提高飞行效率。针对该构型无人机具有复杂非定常气动特性的连续倾转过渡过程,采用由经典的分离涡模拟方法(DES)改进得到的延迟分离涡模... 倾转机翼旋翼无人机相较于传统构型倾转旋翼机能够显著改善悬停状态旋翼尾迹对机翼的气动干扰影响,提高飞行效率。针对该构型无人机具有复杂非定常气动特性的连续倾转过渡过程,采用由经典的分离涡模拟方法(DES)改进得到的延迟分离涡模拟方法(DDES)对其进行流场气动干扰计算,倾转过渡过程中无人机前飞速度、旋翼桨距角、机身与固定翼迎角以及短舱倾转角都随时间动态变化。通过与无倾转机翼传统构型对比,分析了倾转过渡过程气动性能变化以及流场机理。仿真计算结果表明,倾转初始状态无人机受到旋翼下洗流影响较小,在30°短舱倾转角以前的倾转过程,由于倾转机翼段阻力增大,导致旋翼需用拉力增大。倾转机翼段在倾转过程中产生的分离涡与旋翼下洗流尾迹产生碰撞干扰,导致在机翼翼梢位置产生更大的尾迹干扰区域,并且对内侧固定翼翼梢产生下洗效果,降低了整机升力。 展开更多

关键词 倾转机翼 无人机 延迟分离涡模拟 倾转过渡 气动干扰 非定常气动特性

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分区参数对超声速湍流燃烧动态分区火焰面模拟的影响

9

作者 南江浪 张政 +1 位作者 姚卫 刘凤君 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期704-714,共11页

文章基于动态分区火焰面模型(DZFM)和改进延迟分离涡(IDDES)湍流模型对DLR中心支板稳焰的超声速燃烧室进行数值模拟.对无反应状态燃烧室的模拟准备复现了燃烧室内复杂的波系结构以及中心射流失稳发展过程,燃烧状态下的模拟结果较好地捕... 文章基于动态分区火焰面模型(DZFM)和改进延迟分离涡(IDDES)湍流模型对DLR中心支板稳焰的超声速燃烧室进行数值模拟.对无反应状态燃烧室的模拟准备复现了燃烧室内复杂的波系结构以及中心射流失稳发展过程,燃烧状态下的模拟结果较好地捕捉了火焰推举、OH基团以及平均温度等火焰结构特征,由此验证了所采用数值模拟方法的适用性.此外,由反应状态标量(OH基)在混合分数空间中的分布可知,反应标量与混合分数在全场内不满足强相关性.通过增加流向坐标、马赫数以及燃烧热释放速率作分区参数可显著抑制反应状态标量在混合分数空间内的条件脉动,其中热释放速率的作用最显著.进一步对比采用不同多参数分区的DZFM模型所得火焰结构,发现对于处于预混燃烧状态的支板尾迹区以及高雷诺数剪切层区域火焰,采用包含燃烧热释放速率、流向坐标以及混合分数作为分区指标的三参数分区DZFM模型可显著提高模型的准确性. 展开更多

关键词 超声速燃烧 动态分区火焰面 多参数分区 条件脉动 改进延迟分离涡模拟

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基于SDES方法的翼型动态失速数值模拟研究

10

作者 薛杨柳 赵燮霖 孙文杰 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期999-1006,共8页

动态失速是航空航天领域中一种普遍存在的流动现象,因气动特性很难预测,对飞行器的性能和飞行安全有着严重影响。为了对机翼动态失速过程中的复杂分离流动进行准确模拟,应用屏蔽分离涡模拟(shielded detached eddy simulation,SDES)方法... 动态失速是航空航天领域中一种普遍存在的流动现象,因气动特性很难预测,对飞行器的性能和飞行安全有着严重影响。为了对机翼动态失速过程中的复杂分离流动进行准确模拟,应用屏蔽分离涡模拟(shielded detached eddy simulation,SDES)方法对NACA 0012翼型的动态失速进行了数值模拟,并与延迟分离涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)方法进行对比研究。首先验证基于静态翼型的CFD(computational fluid dynamics)模型准确性,随后对动态失速获得的升阻力系数和实验数据进行比较评估,同时分析和量化了动态失速的特征现象,并对动态失速的几个典型阶段进行研究。计算表明:对于静态翼型的分离流动,SDES、DDES方法计算结果相差不大;对于具有强烈流动非定常性的动态失速问题,SDES方法体现了较高的预测准确度,能精细的描述流场及漩涡结构并准确地捕捉到动态失速下复杂流动现象,表现出良好的对于复杂分离流动精确模拟的能力,这对于新型RANS/LES混合方法的应用以及研究翼型绕流机理及相关问题有重要意义。 展开更多

关键词 RAN/SLES混合方法 延迟分离涡模拟 屏蔽分离涡模拟 分离流动 动态失速

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使用RANS/LES混合方法对钝前缘三角翼进行数值模拟(英文) 被引量：7

11

作者 白俊强 王波 孙智伟 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第3期373-379,共7页

阐述了建立在一方程湍流模型基础上的分离涡模型(DES)和延迟脱体涡模型(DDES),它们很好地模拟了壁面附近的小尺度流动。该方法在大攻角分离流区域,使用了亚格子应力的Smagorinsky大涡数值模拟,模拟亚音速旋涡流动。使用大攻角下的钝前缘... 阐述了建立在一方程湍流模型基础上的分离涡模型(DES)和延迟脱体涡模型(DDES),它们很好地模拟了壁面附近的小尺度流动。该方法在大攻角分离流区域,使用了亚格子应力的Smagorinsky大涡数值模拟,模拟亚音速旋涡流动。使用大攻角下的钝前缘65°大后掠三角翼模型,研究了CFD对涡的发展、破裂以及复杂涡的发展和演变的模拟能力。研究结果说明了方法对模拟分离流动是可行的。 展开更多

关键词 分离涡模拟 延迟脱体涡模拟 分离流 数值模拟 湍流模型

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SST-DDES模型在大分离流动问题中的应用 被引量：8

12

作者 胡偶 赵宁 沈志伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期206-211,共6页

采用基于SST k-ω湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术(Delayed detached-eddy simulation,DDES)的SSTDDES模型,数值求解Navier-Stokes方程。并针对低速流动问题,发展了基于隐式双时间步方法的低速预处理技术,用于数值模拟低速、高雷诺数湍... 采用基于SST k-ω湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术(Delayed detached-eddy simulation,DDES)的SSTDDES模型,数值求解Navier-Stokes方程。并针对低速流动问题,发展了基于隐式双时间步方法的低速预处理技术,用于数值模拟低速、高雷诺数湍流大分离流动问题。数值模拟了低速大迎角三角翼绕流及大迎角6∶1椭球绕流,观察到与物理现象相一致的旋涡特征,且得到的定量数值结果与实验数据相吻合。 展开更多

关键词 SST κ-ω湍流模型 延迟脱体涡模拟 预处理 NAVIER STOKES方程 分离流动

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并列三柱体风致干扰DDES模拟分析 被引量：1

13

作者 张爱社 高翠兰 王元雷 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2021年第6期748-753,共6页

采用基于SST k-ω湍流模型的延迟分离涡模拟方法DDES(Delayed detached eddy simulation),对三并列线性布置柱体的风荷载和流场特性进行了数值模拟。为验证方法的有效性,对单个三维方柱绕流进行了计算分析,比较计算值与试验结果的风荷... 采用基于SST k-ω湍流模型的延迟分离涡模拟方法DDES(Delayed detached eddy simulation),对三并列线性布置柱体的风荷载和流场特性进行了数值模拟。为验证方法的有效性,对单个三维方柱绕流进行了计算分析,比较计算值与试验结果的风荷载特征,两者符合较好。然后采用DDES研究了三并列方柱对称布置时,间距比对中间受扰建筑风致干扰的问题。数值结果表明,间距比较小时对受扰建筑风荷载分布有较大影响。总的来看,当间距比约为3.0时,受扰建筑的影响达到最大。同时,数值分析了三方柱周围瞬态流场特征,探讨了临近建筑之间的干扰机理。结果表明,SST-DDES方法能够较好地预测绕方柱流动分离问题,可为群体高层建筑气动相互干扰研究提供参考。 展开更多

关键词 并列三柱体 干扰效应 延迟分离涡模拟 风荷载 湍流模型

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类X-51A飞行器非定常湍流精细模拟 被引量：4

14

作者 余华峰 刘宏康 +1 位作者 陈树生 阎超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期624-632,共9页

针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法(DDES),来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流... 针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法(DDES),来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200～300Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。 展开更多

关键词 非定常 分离流动 压力脉动 延迟分离涡模拟(DDES) 数值模拟

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DES与DDES在湍流分离中的原理与性能研究

15

作者 宋汉奇 张恺玲 +1 位作者 马鸣 阎超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2482-2492,共11页

随着工程上流动结构的日益复杂,兼具雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法高效率与大涡模拟(LES)高精度的分离涡模拟(DES)类混合方法成为现阶段工程中最有效的湍流模拟方法之一。围绕DES类混合方法中的DES与延迟分离涡模拟(DDES)方法开展工... 随着工程上流动结构的日益复杂,兼具雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法高效率与大涡模拟(LES)高精度的分离涡模拟(DES)类混合方法成为现阶段工程中最有效的湍流模拟方法之一。围绕DES类混合方法中的DES与延迟分离涡模拟(DDES)方法开展工作,分析二者开关函数构造上的不同,研究延迟因子作用机理,并考察DES与DDES方法的求解能力。研究表明:DES与DDES方法在模拟表现上存在一定差异,DDES方法通过引入延迟因子,保护RANS求解区域,改善模化应力不足,降低了DDES方法对交界面系数CDES敏感程度;DDES方法在计算过程中容易出现过度保护,导致求解瞬时涡结构能力不如DES方法,分析与延迟因子引入比重及开关函数构造形式有关。 展开更多

关键词 分离涡模拟 延迟分离涡模拟 开关函数 延迟因子 交界面系数 过度保护

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基于DDES耦合FW-H方法的吊舱推进器水动力噪声特性 被引量：1

16

作者 高波 梅子逸 +2 位作者 张宁 赖元庆 倪丹 《排灌机械工程学报》 CSCD 北大核心 2024年第7期693-700,共8页

为研究吊舱推进器非定常流场和诱发的声场结构,采用DDES耦合FW-H方法,对其开展了高精度非定常数值计算.结果表明:由于吊柱诱发的强烈动静干涉作用,使螺旋桨至吊柱区域内的压力脉动幅值上升;吊舱推进器的涡量分布较为复杂,由于吊舱体的... 为研究吊舱推进器非定常流场和诱发的声场结构,采用DDES耦合FW-H方法,对其开展了高精度非定常数值计算.结果表明:由于吊柱诱发的强烈动静干涉作用,使螺旋桨至吊柱区域内的压力脉动幅值上升;吊舱推进器的涡量分布较为复杂,由于吊舱体的扰流作用,除螺旋桨本身产生的主、副涡外,还出现干涉尾涡结构,且主涡区向上偏移.通过计算盘面上各个声接收点处的谐波频率标准差发现,声场在浆盘面上无明显声指向性.通过设置空间曲面内的声接收点阵列,获得了吊舱推进器的声场空间分布特性.发现轴频和叶频始终是其主要频率;在螺旋桨桨盘面附近的声压脉动无明显指向性,但在空间曲面上,轴频和叶频的分布特征明显,存在有明显形状的高低值区;在吊舱推进器后方,声压逐渐衰减,但叶频处能量衰减趋势小于轴频处. 展开更多

关键词 吊舱推进器 延迟分离涡模拟 非定常流场 水动力噪声

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吹风比和肋板对叶片尾缘开缝气膜冷却特性的影响

17

作者 何坤 王茜 晏鑫 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期99-110,共12页

为了阐明吹风比和肋板对燃气透平叶片尾缘开缝区域气膜冷却性能的影响,采用延迟-分离涡模拟方法求解了尾缘开缝模型的流量系数、非定常流场结构和气膜冷却效率,采用实验数据考核了延迟-分离涡模拟方法对流量系数和气膜冷却效率预测的有... 为了阐明吹风比和肋板对燃气透平叶片尾缘开缝区域气膜冷却性能的影响,采用延迟-分离涡模拟方法求解了尾缘开缝模型的流量系数、非定常流场结构和气膜冷却效率,采用实验数据考核了延迟-分离涡模拟方法对流量系数和气膜冷却效率预测的有效性,获得了使尾缘开缝壁面气膜冷却效率最佳吹风比。结果表明:流量系数随吹风比增加而增大,但吹风比大于0.65后,流量系数几乎不受吹风比影响;在吹风比0.20~0.65范围内,尾缘开缝壁面气膜冷却效率随吹风比增加而增加;在吹风比0.80~1.25范围内,冷热气掺混剧烈,冷却效率略微下降;肋板结构增加了冷气通道的阻塞效应,并限制了开缝区域冷气旋涡的发展,导致展向涡提前扭曲、变形和分解;相对于无肋板结构,带肋尾缘开缝结构的流量系数下降了约5%,气膜冷却性能提升了约10.8%。开缝下游的旋涡脱落和冷热气流间的掺混是影响开缝壁面冷却效率的主要原因,综合考虑冷气消耗和气膜冷却效率,无肋板时最佳吹风比为0.65,带肋板时最佳吹风比为0.5。 展开更多

关键词 航空发动机 尾缘开缝 肋板 气膜冷却 流量系数 延迟-分离涡模拟

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带球窝结构的尾缘开缝壁面气膜冷却特性研究

18

作者 何坤 王茜 晏鑫 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期22-33,共12页

为提升燃气透平叶片尾缘开缝区域的气膜冷却性能,将多排球窝结构应用于尾缘冷却通道下游开缝壁面,以增加近壁面区域的冷气覆盖。采用非定常延迟-分离涡模拟方法,研究了有、无球窝结构下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能,获得了4种吹风比、3... 为提升燃气透平叶片尾缘开缝区域的气膜冷却性能,将多排球窝结构应用于尾缘冷却通道下游开缝壁面,以增加近壁面区域的冷气覆盖。采用非定常延迟-分离涡模拟方法,研究了有、无球窝结构下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能,获得了4种吹风比、3种球窝高径比以及2种球窝结构(球形球窝和泪滴形球窝)条件下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能和流量系数,并利用已有实验数据考核了数值方法的有效性,阐明了球窝结构减小冷热气流掺混、改善尾缘开缝区域气膜冷却性能的作用机制。结果表明:球窝结构有利于冷气向壁面附近聚集,使得冷气不易被主流卷起,减小了冷热气流掺混,有效增加了开缝壁面沿流向的气膜覆盖面积;相对于光滑尾缘开缝模型(无球窝结构),带球形球窝结构的尾缘开缝模型流量系数增大了4.8%~6%,平均气膜冷却效率提高了4.6%~19%;吹风比越大,球窝结构对冷气的吸附作用越显著,带球窝结构的尾缘开缝壁面平均气膜冷却效率越高;球窝高径比越大,尾缘开缝壁面的气膜冷却效率越高且分布越均匀。泪滴形球窝可有效解决球形球窝内壁前缘冷却不足问题,相对于带球形球窝结构的尾缘开缝,带泪滴形球窝结构的尾缘开缝壁面的冷却效率提高了8.2%,流量系数提高了1.1%。 展开更多

关键词 航空发动机 尾缘开缝 球窝 气膜冷却 流量系数 延迟-分离涡模拟

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后置定子泵喷推进器噪声辐射特性分析

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作者 杜通成 武建国 +2 位作者 韩光哲 张敏革 武天龙 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期2185-2194,共10页

为了探究后置定子对泵喷推进器噪声的影响,本文利用杆-翼模型完成了噪声数值方法的验证,并基于分块结构性网格对研究模型进行了瞬态模拟。分析了后置定子对流场的影响,提取了模型周围若干监测点噪声数据,探究了其噪声辐射特性。结果表明... 为了探究后置定子对泵喷推进器噪声的影响,本文利用杆-翼模型完成了噪声数值方法的验证,并基于分块结构性网格对研究模型进行了瞬态模拟。分析了后置定子对流场的影响,提取了模型周围若干监测点噪声数据,探究了其噪声辐射特性。结果表明:定子叶片增大了转子尾流的轴向速度,提高了推进器的推进性能;定子叶片还能够平衡转子产生的压力涡旋,均匀尾流压力;从整体声场指向性分布来看,在轴向方向转子噪声占据主导影响,在小范围的径向方向导管噪声对整体噪声影响较大,定子噪声对整体噪声影响最小;随着距离增加,声场中的低压区指向性由前缘120°和240°向中部收缩,最终整体呈现“∞”型;在轴向方向低频段噪声衰减最快,并且随着距离的增加,衰减速度越来越快,在径向方向上,低频段噪声衰减速度变化并不明显。 展开更多

关键词 泵喷推进器 后置定子 瞬态模拟 杆-翼噪声 改进的延迟分离涡模型 FW-H方程 噪声辐射 噪声衰减

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后置定子泵喷推进器压力脉动特性分析

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作者 杜通成 武建国 +2 位作者 张敏革 王昌强 王伟 《舰船科学技术》 北大核心 2024年第3期62-68,共7页

基于改进的延迟分离涡模型对后置定子泵喷推进器瞬态流场进行数值模拟,所得推力计算值与试验值最大误差为4.68%,验证数值模拟的可靠性。分析泵喷推进器近流场压力脉动时频域特性,研究多工况下后置定子表面压力系数、声压脉动时均值的分... 基于改进的延迟分离涡模型对后置定子泵喷推进器瞬态流场进行数值模拟,所得推力计算值与试验值最大误差为4.68%,验证数值模拟的可靠性。分析泵喷推进器近流场压力脉动时频域特性,研究多工况下后置定子表面压力系数、声压脉动时均值的分布规律。结果表明,泵喷推进器内压力脉动主要受转子影响,脉动周期与转子旋转周期一致,频域峰值出现在低频段且均为转子叶片通过频率的整数倍;后置定子平衡转子扭矩的做功区集中在定子前缘,并沿弦向贡献逐渐降低,尾缘约1.8%定子弦长位置对平衡扭矩近乎无贡献;前缘是定子噪声的主要贡献源,在高进速系数下,尾缘表现为定子噪声的次要贡献源,随着进速系数的降低,尾缘对定子噪声贡献逐渐降低。 展开更多

关键词 泵喷推进器 压力脉动 改进的延迟分离涡模型 数值模拟

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