CLT桨的尾流场及梢涡特性数值分析

为了探究尾流收缩叶梢负载(CLT)桨的尾流场及梢涡特性,基于商业计算流体力学软件Star-CCM+对CLT桨P1727的尾流场进行了数值模拟.计算采用DDES(延迟分离涡)方法在进速系数J=0.5的工况下对三套网格进行了不确定度分析,确认了数值方法的可行性,然后对螺旋桨的敞水性能及尾流场进行了计算.研究表明:尾流场的网格细化对螺旋桨的推力及扭矩只有微弱影响,对桨后的流场具有较大影响;尾流区域轴向速度分布分为加速流与自由流,进速系数越大,加速流与自由流的分界线向外扩散的趋势越弱;相邻梢涡之间会发生融合,进速系数越大,融合得越晚,梢涡强度越弱;CLT桨相较于常规桨多出一个端板涡,并且会与梢涡融合;梢涡在向下游发展的过程中,会有明显的收缩现象.     

用升力面方法估算螺旋桨空泡

本文提出了用数值升力面理论求解三维空泡螺旋桨问题的准定常方法.表征螺旋桨负荷、厚度和空泡的奇点系及满足边界条件的控制点均置于拱弧面上。尾涡模型划分为过渡区和远尾流区,过渡区用圆锥螺旋面来模拟尾涡片的变形现象,远尾流区简化为桨叶数的集中等螺距梢涡和一根直线毂涡模型。空泡模型用半闭式.计算结果与实验值吻合良好。     

基于大涡模拟的航空器近场尾涡分布特性

为研究尾流特性,降低飞机运行风险,基于数值模拟的研究情况,采用大涡模拟的方法,借助ANSYS软件对尾流进行仿真模拟。首先详细介绍了实验方法、主要实验过程以及相关实验依据,随后对A320特定飞机翼型在无风情况下所产生的尾流进行仿真,得到了尾流刚产生阶段的尾涡,根据实验结果,得出了涡核的发展情况,以及尾涡的侧向、纵向、垂直速度分布情况,并得到相关结论:尾涡存在中心,涡核中心侧向速度、垂直速度大,纵向速度小,涡核边缘速度情况相反。结果表明:尾涡上侧侧向传播速度方向与下侧相反,造成尾涡在空间上的扭曲;尾涡左侧垂直速度方向与右侧相反,使得尾涡在空间上形成上洗区与下洗区;涡量越大,黏性越大,尾涡的纵向传播速度受限。为认识、避让尾涡,进一步降低运行风险,提升空域容量提供了科学依据。     

涡轮桨搅拌槽内流动及尾涡特性研究

采用颗粒成像测速仪（PIV）,实验测定了相同功率下两种不同叶片长度的六直叶涡轮桨（RT桨）的流动场,分析了叶片长度对液相速率、湍流动能和尾涡特性的影响规律,并研究了桨叶离底距离对尾涡特性的影响。结果表明,径向速率分布差别不大,而长桨叶的轴向速率大于短桨叶,最大相差达40%。对于湍流动能,二者在近桨叶区数值相近,但在远桨叶区长叶桨较短叶桨的湍动要强,最大差值30%;对于尾涡特性,上下尾涡发展轨迹、涡量大小是不对称的,下尾涡较上尾涡发展稍快,且涡量较大,涡量大20%左右。     

考虑旋转和曲率修正的螺旋桨梢涡流场模拟

应用显式代数雷诺应力湍流模型对螺旋桨尾流中梢涡流场分布进行了数值研究,为了避免过高地预报梢涡涡核内湍流黏性耗散,对湍流模型进行了旋转和曲率修正．应用全六面体网格对螺旋桨计算域进行网格划分,为了避免数值离散误差,对梢涡区域进行了网格加密处理．计算结果表明：提出的尾流中梢涡流场分布数值模拟方法能够准确预报螺旋桨梢涡流场的分布及涡核位置,并准确反映了梢涡形成和发展过程中梢涡内主涡和次涡的关系,与实验测量结果基本一致．     

一种水平轴风力机尾流模型及其计算方法

基于现有的尾流模式,提出一种新的尾流计算方法.新的尾流模式将尾流分为近涡区和远涡区,在近涡区,尾涡在选定的扇形截面上解析求出,在其他处通过非线性插值求得.在尾涡中选取有限的离散点数计算诱导速度,减少了计算量,根据流体连续性方程确定尾涡的扩散半径,避免了梢涡半径的不收敛性.通过具体的风力机算例,与刚性尾流模型相比,该方法计算的轴向诱导因子其分布趋势更加合理,验证了该方法的正确性和实用性,为水平轴风力机风轮气动设计和性能计算提供一种有效的尾流模型计算方法.     

肥大型U尾船舶标称伴流特性SPIV试验研究

应用适用于大型拖曳水池的拖曳水下立体粒子图像测速(SPIV)测量系统,对某肥大型U尾船舶进行了螺旋桨盘面处标称伴流特性试验.基于立体粒子图像测速技术,获得了桨盘面处标称伴流速度场、湍动能和雷诺应力等湍流特征,以及涡量、漩涡结构等漩涡特征.测量结果展现了"钩状"伴流场速度分布、舭涡、毂帽涡分布,与尾部相似的U型特征湍动能、雷诺应力等湍流特征分布,以及舭涡、毂帽涡涡量值与涡结构分布,船舶伴流场特性与KVLCC/KVLCC2等U型尾肥大型船舶尾流场特性符合.最后,应用计算流体动力学(CFD)方法对双涡结构生成、传递等演化过程进行了辅助分析,印证了螺旋桨盘面处舭涡、毂帽涡双涡特征的来源;结合CFD涡流演变特征与试验测量结果总结了伴流流动特征,SPIV测量结果清晰展示了肥大型U尾船舶的标称伴流特征.     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

潜艇涡量场和流噪声等效声中心的数值预报

为了实现潜艇湍流噪声及其等效声中心的数值预报,在分析SUBOFF潜艇拖曳和自航状态下涡量场的基础上,采用大涡模拟与声学边界元相结合的方法,在频域内预报了流噪声空间分布、测点谱源级曲线和声指向性,求取了等效声中心位置并分析了其受螺旋桨旋转作用的影响.计算结果表明：附体与艇体结合部马蹄涡和附体端面诱导项链形涡对是潜艇涡量场的主要特征,且马蹄涡系具有较高的强度和稳定性;附体尾涡脱落频率存在19.22Hz的线谱,且在尾涡测点谱曲线中得到明确体现;随着频率增加,流噪声蝶形指向性对应的辐射瓣状区间数随波数增加,且正横方向声压要强于首尾方向;流噪声等效声中心位于距艇艏0.46倍艇长处,在10Hz～1kHz内总声源级为95.09dB;艇艉桨对附体马蹄涡系影响较小,但促使等效声中心迅速移至艇艉.     

基于本征正交分解和动态模态分解的尾涡激振现象瞬态过程的模态分析

尾涡激振是气动弹性领域的一种常见现象,在上游尾迹的气动激励下会导致流场中结构的强迫振动,该现象会危及被激励结构的完整性和疲劳寿命.本文使用圆柱/叶片的近似模型研究尾涡激振问题.该模型中的圆柱位于上游均匀来流,能够产生特定频率的卡门涡街;叶片位于流场下游,受到圆柱尾迹所施加的持续脉动激励,产生强迫振动.针对尾涡激励的近似模型,通过基于Fluent的二维数值计算,模拟了上游圆柱的脱落涡以及叶片从固定到以本身自然频率振动的瞬态过程,从而提供了流场变化过程的详细信息.基于非定常瞬态结果,采用本征正交分解(POD)和动态模态分解(DMD)分析方法,通过分解与重构叶片附近流场的压力场,提取模态频率及其变化过程,得到了尾涡激振现象的主要流动特征.通过对比两种模态分析结果发现,POD重构在残差处理方面有较大的优势,而DMD在单一频率模态的提取以及变化情况的分析方面更有优势.