航空发动机燃烧室燃烧流场大涡模拟的研究

作者： 颜应文   来源： 南京航空航天大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 航空发动机   燃烧流场   大涡模拟   燃烧室  

描述： 为了解航空发动机燃烧室内部气流速度、温度以及污染物浓度分布，本文分别对模型加力燃烧室、环形燃烧室火焰筒燃烧流场及包括扩压器、内外环冷却通道在内的某航空发动机模型燃烧室整体流场进行大涡模拟。分别数值研究了不同的进口条件、亚网格尺度模型以及差分格式对燃烧流场的影响。亚网格尺度湍流模型包括：代数亚网格尺度模型、k 方程亚网格尺度模型和混合尺度模型等三种亚网格尺度湍流模型；亚网格EBU燃烧模型、G方程小火焰模型、亚网格二阶矩代数模型与亚网格二阶矩输运方程模型等四种亚网格燃烧模型以及NO和CO亚网格污染物生成模型。在交错网格体系，大涡模拟二维直角坐标系和贴体坐标系下模型加力室预混燃烧流场。采用TTM与分区法生成三维贴体网格，在非交错网格体系与三维任意曲线坐标系下，分别对燃烧室预混燃烧和两相喷雾燃烧流场进行大涡模拟，发展了一种即时传递信息的多区域耦合法求解瞬态燃烧室流场。把欧拉－拉格朗日大涡模拟方法应用于航空发动机燃烧室两相喷雾燃烧流场，对于气相采用欧拉方法处理，分别采用混合差分格式和QUICK格式对气相控制方程进行离散，并用SIMPLE算法进行求解；液相采用随机离散模型，应用四阶龙格-库塔法求解油珠运动方程，在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化过程；气液两相之间的耦合采用PSIC算法。数值研究了不同主燃孔布局对单头部矩形燃烧室两相喷雾燃烧流场以及污染特性的影响。 本文以MPI作为并行平台，编制了相应的大涡模拟并行计算程序，采用并行算法对模型加力室与环形燃烧室的燃烧流场进行大涡模拟，通过对单机计算结果与并行计算程序计算结果的比较可知，并行计算程序结果与单机结果一致，并且并行计算可以大大减少计算时间，其加速比基本上随处理器个数线性增加。 为了验证大涡模拟计算结果，本文分别对模型加力燃烧室和单头部矩形燃烧室进行了相应的燃烧实验，采用粒子图像测速仪（PIV）测量了矩形燃烧室主燃区的速度矢量场；实验研究不同进口油气比及主燃孔布局对燃烧流场与污染特性的影响。实验研究不同进口温度与油气比对模型加力燃烧室燃烧性能与污染物排放特性的影响。大涡模拟计算结果与实验数据符合较好，表明本文所用的大涡模拟方法以及编制的相应计算机软件可靠，可以用于先进航空发动机燃烧室的数值模拟，为燃烧室的设计与研制提供依据。

飞机尾涡演变及快速预测的大涡模拟研究

作者： 林孟达   崔桂香   张兆顺   许春晓   黄伟希   来源： 力学学报 年份： 2018 文献类型 ： 期刊 关键词： 快速预测   飞机尾涡   动态尾流间隔   大涡模拟  

描述： 随着我国人民生活水平的提高,航空运输的重要性与日俱增,航班延误问题也日益严重.尾流间隔(保障后机不受前机尾流影响的最小安全间隔)是制约机场效率的关键因素.针对这一工程应用问题,采用大涡模拟方法研究飞机尾涡在大气中的演变特性.研究工作首先发展了飞机尾涡演变的大涡模拟方法,将自适应网格技术应用于飞机尾涡演变的大涡模拟,大幅减少所需的网格量,提高计算效率.提出了升力面尾涡生成方法,在不增加计算量的情况下实现了尾涡卷起过程和远场衰减的组合模拟.在系列算例分析研究基础上,创建了基于大涡模拟计算结果的尾流间隔快速预测系统.该系统可以根据实时大气风场和进出港的前后飞机机型,快速预测并输出所需的尾流间隔.经过与场地测试数据比较表明,在北京市2014年的平均风速条件下,本系统预测的尾流间隔可在现有标准基础上缩减7%～50%,能够有效提高机场容量.

伴流速度对平行射流影响的数值研究

作者： 何诚   来源： 华东理工大学 年份： 2018 文献类型 ： 学位论文 关键词： 射流   大涡模拟   伴流速度  

描述： 平行射流是一种典型的自由剪切流动,是流体动力学和气动声学的经典原型问题之一。在实际应用中,周围流体往往与射流流体作同向运动时,形成伴随射流。伴随射流中伴流速度不同会导致温度不同,进一步导致密度的不同,从而影响流场中涡结构的发生、演变以及噪声产生等。为此,本文采用大涡模拟方法计算研究平行射流出口马赫数为0.9,伴流速度比分别为0.1,0.3和0.5时的流场特性。首先推导出直角坐标系和任意曲线坐标下的N-S方程,对N-S方程进行Favre滤波处理,得到大涡模拟的基本控制方程。为了求解小尺度脉动的影响,采用亚格子模型计算亚格子应力项,对比分析不同的亚格子模型得出结论。空间离散采用四阶精度的中心差分格式,时间推进采用紧凑三阶龙格-库塔法,为了提高计算稳定性,采用熵分裂的方法将无粘性项分解为两部分之和。X、Y方向给定无反射边界条件减少数值波的反射,Z向给定周期边界条件使涡结构存在展向发展的自由度。本文采用高精度的数值模拟方法,主要考察流场统计平均特性、流动相似性、脉动特性以及射流流场中涡结构的发展演变过程,结果表明伴流速度的增大使得势流核长度变长,减缓了空间剪切层的发展,转捩延迟。射流流场速度分布具有自相似性,而湍流强度的分布则不具有相似性。通过分析剪切层中任意两点轴向及径向速度脉动、压力脉动的时空相关性,发现随着伴流速度的增大,脉动量在空间上的相关性减弱,而脉动量向下游的传递速率增加。通过本文的研究,初步揭示伴流速度对射流流场的影响,为进—步分析研究伴随流动对声场的影响提供基础。

伴流速度对平行射流影响的数值研究

作者： 何诚   来源： 华东理工大学 年份： 2018 文献类型 ： 学位论文 关键词： 射流   大涡模拟   伴流速度  

描述： 伴流速度对平行射流影响的数值研究

飞机客舱气流非稳定流动的大涡模拟

作者： 杨常卫   杨琦武   王聪   何枫   刘正先   来源： 第十六届中国CAE工程分析技术年会 年份： 2020 文献类型 ： 会议论文 关键词： 客舱   非稳定性   大涡模拟   气流摆动  

描述： 飞机客舱气流非稳定流动的大涡模拟

电动飞机螺旋桨噪声特性研究

作者： 王腾飞   来源： 沈阳航空航天大学 年份： 2017 文献类型 ： 学位论文 关键词： 大涡模拟   气动噪声   边界元   数值模拟   螺旋桨  

描述： 规律。飞行噪声实验时,根据《航空器型号和适航合格审定噪声规定》(CCAR-36-R1)(以下简称36部)的要求,最大飞越噪声声压级符合文件要求。本文通过应用有限元/边界元结合的方式,分析了在近场区域声压级

基于大涡模拟的航空器近场尾涡分布特性

作者： 谷润平   吴俊   滕景杰   卢飞   来源： 科学技术与工程 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 大涡模拟   航空运输   仿真实验   分布规律   近场尾涡  

描述： 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。

航空发动机旋流燃烧器性能数值模拟

作者： 刘涛   来源： 天津大学 年份： 2018 文献类型 ： 学位论文 关键词： 不稳定性   回流区   大涡模拟   旋进涡核   旋流燃烧器  

描述： 航空发动机旋流燃烧器性能数值模拟

近壁面圆柱涡激振动的三维数值模拟研究

作者： 郭飞   来源： 哈尔滨工业大学 年份： 2020 文献类型 ： 学位论文 关键词： 近壁面边界   大涡模拟   非线性响应   流固耦合   涡激振动  

描述： 近壁面圆柱涡激振动的三维数值模拟研究

典型天气条件下的飞机尾涡数值模拟研究

作者： 罗玉明   来源： 中国民用航空飞行学院 年份： 2022 文献类型 ： 学位论文 关键词： 飞机尾流   尾流间隔缩减   大涡模拟   航空运输   天气条件  

描述： 典型天气条件下的飞机尾涡数值模拟研究