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。     

赝势函数模型及其在任意曲线坐标下的表达式

运用缩项法，从最一般的旋度定义出发，推导出了一种能解决3维跨声速有旋流动的新的数学模型——赝势函数数学模型，并运用张量分析和雅可比变换系统地推导出了全3维有旋流动在旋转的任意曲线坐标系下的赝势函数方程通用形式。推导出了笛卡尔直角坐标系下的赝势函数具体形式，从而为全3维有旋流动(特别是含激波的跨声速流动)提供了一个简单的数学形式和理论基础。     

任意旋成面叶栅跨声速流动变域变分及可变结点的间断有限元解法

本文在叶轮机械任意旋成面正命题变分理论的基础上,对含激波跨声速叶栅绕流的变分泛函进行了间断有限无数值离散,用人工密度与间断元变域变分相结合的方法求解了任意旋成面跨声速的挚函数近似方程,获得了比较理想的计算结果。     

流固单向耦合的能量法及机翼颤振预测

为准确预测机翼颤振边界,发展了一种基于流固单向耦合的能量方法。首先,为考虑机翼振动对流场的影响,采用课题组所发展的快速动网格技术更新流场网格;然后,在更新后的网格上采用SIMPLE算法求解基于任意欧拉拉格朗日格式的雷诺时均纳维斯托克斯方程,计算出流场压力。通过机翼表面压力计算机翼的气动力,进而计算机翼的气动功,将气动阻尼等效为黏性阻尼,通过等效黏性阻尼公式计算得到机翼振动的气动阻尼;最后,通过气动阻尼来判断机翼的颤振边界。采用所提能量方法对wing 445.6的气动阻尼进行了分析,并计算了其无因次颤振流速,计算得到的无因次颤振流速与实验值的相对偏差大约为1.5%。研究发现,在跨声速条件下wing445.6的气动阻尼随着模态阶数的增加逐渐增加。通过分析机翼表面气动功的分布发现,在跨声速流动中机翼附近流场的激波是产生正气动功的主要原因,也就是说机翼跨声速颤振主要是由激波引起的。     

旋转叶轮内含激波跨声速三元流动的变分原理与广义变分原理(Ⅱ)

作为文[1、8、19)的继续和发展,本文建立了转轮内含激波跨声速全三元势流,Beltrami流动和有旋流动正命题的两族用流函数表示的变分原理。文中藉助于泛函的变域变分,成功地将大部分边界条件和各种未知间断面(例如激波面和自由尾涡面)上的界面条件(包括广义Rankine-Hugoniot激波关系)都转化成了自然界面条件,以简化其数值处理。本文旨在为建立一个能求解含未知间断面的跨声速流动的新方法提供一完密的理论基础,在与一种能自动调整的间断有限元以及人工可压缩性相结合后,可望能自动而清晰地算出各种未知间断面。这里所建立的势流和Beltrami流的诸变分原理只适用于波前马氏数不太高的情况,而有旋流的诸变分原理则完全不受这种限制。本文结果可应用变域变分工具推广到杂交命题上去。     

组合抽吸槽对跨声速压气机转子性能影响的数值研究

为探究附面层抽吸对跨声速压气机转子内部流动状态及气动性能的影响,利用数值方法对其进行模拟研究.针对压气机转子上端壁激波及泄漏涡等复杂流动结构带来的流动损失做附面层抽吸处理,抽吸流量为主流2%,抽吸位置在上机匣处.分别讨论3种不同抽吸方案,最终改型方案效率最高提升2.05%,压比最多提升3.34%.结果表明,在合适的机匣位置进行大流量抽吸,能够很好地改善跨声速压气机转子内部流动状态,提高转子气动性能.     

机匣处理对离心压气机激波与泄漏涡干涉的影响

跨声速离心压气机间隙泄漏涡与激波相互干涉对压气机性能有重要影响.采用CFD方法对设计的跨声速离心压气机进行数值模拟,分析了激波与间隙泄漏涡的相互作用,研究了自循环机匣处理开缝位置对激波/间隙泄漏涡干涉的影响.结果表明:导风轮叶尖泄漏涡与激波干涉是压气机失速的重要诱因;机匣处理开缝位于分流叶片附近可扩大堵塞流量,开缝位于主叶片前缘附近可改善小流量时压气机特性;较大气体回流量可增加叶轮进口轮缘附近气流的正预旋,降低叶轮进口相对马赫数,减弱流道激波和叶尖泄漏涡;流经机匣处理槽的气流量较小时,具有微喷气或吸气效应,能抑制间隙泄漏涡,推迟压气机失稳.     

球(柱)对称相对论激波运动的近似分析解

在星体演化过程中,常观察到强烈爆炸事件的发生或其遗迹,超新星爆发即其一例。 以天体物理中相对论激波为背景,在本文中,研究了相对论理想流体从中心点(球)或中心线(柱)处发生的爆炸波。激波向未受扰流体处传播,激波后方有一接触间断面,它是重子数及熵不同的两部份流体的界面。在本文中还对被激波扫过的区域中(即接触面外,激波内)的流动元分布进行了分析,计算及讨论。     

叶片前缘倾掠对离心叶轮气动性能的影响

为了研究叶片前缘倾掠对离心叶轮气动性能及稳定工况范围的影响,在叶片前缘处沿子午面弦长方向进行叶尖前掠、叶尖后掠、叶根前掠、叶根后掠,实现了4种不同的叶片前缘倾掠。研究结果表明,对跨声速离心叶轮,叶尖前掠和叶根前掠可提高叶轮最高等熵效率和压比;叶尖后掠对叶轮等熵效率影响很小,但可降低叶轮压比;叶根后掠使叶轮等熵效率和压比均有所降低。同时,叶尖前掠和叶根后掠可提高其失速裕度,叶尖后掠和叶根前掠则可减小其失速裕度。为了便于比较,还研究了一个亚声速叶轮。研究发现,与跨声速叶轮相比,叶片前缘倾掠对亚声速叶轮的等熵效率和压比影响更小,但对失速裕度的影响和跨声速叶轮相似。对跨声速叶轮,叶尖前掠是提高其等熵效率、压比和失速裕度的一种有效方法。     

旋转叶轮内含激波跨声速三元流动的变分有限元解

本文以旋转叶轮内三元流动正命题变分原理为理论基础,应用有限元与人工密度相结合的方法,进行跨声速流动激波的捕捉工作,结果表明,这种方法是可行的。     

用时间推进法数值求解叶轮机械跨音叶栅的粘性绕流问题

应用一种高效，可靠的数据方法来模拟叶轮机叶栅内部的实际流动，获取大量真实的流动信息，据此，在工程上可以总结出各种实用的规律，这样，可以为现代叶型设计提供一种快速，可靠，实用的途径，数值试验表明：用文中提出的二阶精度隐式矢量单步差分格式求解叶栅的跨音流场，具有精度高，稳定性好，计算量少，收敛快等优点，在流场的计算中，较好地捕获了激波，与实验比较，结果令人满意。     

自动调整柔性工作流系统模型

针对目前的工作流管理系统中存在缺乏自动、及时的工作流调整功能的问题．提出建立柔性工作流管理系统模型，并结合实例讨论了柔性工作流调整方法。     

Transonic flow of moist air around an NACA 0012 airfoil with non-equilibrium condensation

The classical condensation model of water vapor is coupled with the Euler equations to calculate transonic flows of moist air with non-equilibrium condensation. By means of this model, numerical computations are implemented to investigate the aerodynamic characteristics of an NACA 0012 airfoil in transonic flows of moist air at various angles of attack and relative humidities, and the results are compared with those in dry air flows. For different angles of attack considered at 50% relative humidity, the lift decreases 30%?40%. The pressure drag increases when the angle of attack is smaller than 1.4° and decreases when higher than 1.4°. At zero angle of attack, with the relative humidity rising from zero to 90%, the pressure drag increases exponentially. At 90% relative humidity, the pressure drag increases 160%, and self-oscillation takes place periodically and alternately over the upper and lower surfaces of the airfoil. The oscillation is caused by the interactions of local supersonic flow and heat release in the condensation process.     

LU-AUSM~ 混合格式在三维可压缩流动数值分析中的应用

将一维AUSM 格式扩展到三维任意曲线坐标 .为了获得高阶精度 ,采用了三阶MUSCL格式 .将AUSM 格式与LU SGS格式结合 ,对凸包通道跨音速无粘流动、平面叶栅跨音速和超音速无粘流动 ,以及喷管超音速粘性流动进行了数值模拟 .计算结果与文献计算结果和试验数据相符很好 .     

Numerical Calculation of Flows in Turbomachinery with Three-dimensional Viscous Codes

A fast and accurate three-dimensional (3-D) viscous code for calculating flows in turbomachinery has been established. In this code, H meshes are adopted to build the discrete equations, and the conservation equations are solved on grid nodes at the corners of cuboid elements. In order to accelerate convergence, local time stepping, residual smoothing and multigrid method are also applied, and the viscous effects are approximated by a very simple mixing length model. For verification of the accuracy and applicability of the method, transonic flows through compressor cascades of NASA rotor 37 and flows through a turbine stator of NASA have been calculated. The good agreement between experimental results and design data has demonstrated the reliability and applicability of the present method, which can be used for simulating the complex 3-D viscous flow phenomenon in turbomachinery.     

叶栅激波流场的数值模拟

给出了ＡＵＳＭ 格式在任意曲线坐标下的形式,将ＡＵＳＭ 格式和三阶精度ＭＵＳＣＬ格式融合,并结合ＬＵ－ＳＧＳ隐式时间推进法,对典型双圆弧叶栅无粘跨音速和超音速流动进行了数值模拟．本文计算结果与文献计算结果相符     

组合的LU分解迎风方法的多重网格收敛

为提高计算收敛速度,以新的高收敛率的LU型隐式格式和高精度、高分辨率的MUSCL TVD迎风格式为基础,对可压缩无粘和粘性流动问题计算的多重网格方法进行了探讨。采用二维凸包通道和VKI LS 59跨音速透平叶栅为算例,通过与单网格上的计算迭代性能做对比,证明这种算法在原有基础上更大幅度地提高了计算收敛速度,节省了CPU时间,而且方法本身也简单易行。     

非线性双曲型Euler方程的数值分析

采用 L U- AUSML W算法 ,对非线性双曲型 Euler方程进行求解 .该算法综合了 L U- SGS方法与 AUSMPW格式的优点 .为了验证 L U- AUSML W算法的有效性 ,在曲线坐标系中 ,对亚音速、跨音速和超音速流动进行了数值模拟 .数值试验的计算结果与文献计算结果相符很好