高压下环面节流静压气体轴承适用的润滑方程探讨

采用纯黏性润滑方程和基于层流模式、SST k-ω湍流模式的N-S方程,对环面节流静压气体润滑推力轴承内的压力分布进行了研究,分析了随着气膜厚度的变化,轴承流场内压力的变化及其变化机理.实验证明,在轴承厚度很小时两种方程求得的压力值与实验结果一致,然而随着气膜厚度的增大,采用纯黏性润滑方程计算所得结果的偏差很大,而采用N-S方程计算所得结果与实验结果基本一致,但在逆压力梯度段存在偏差;SST k-ω湍流模式能较好地处理湍流剪切应力在逆压梯度边界层内的输运和激波与边界层的相互作用,准确模拟出气膜入口附近复杂的流动状态.     

带有锥形气腔的平面气浮轴承的流场计算分析

该文采用纯黏性润滑方程和层流N-S方程,对带有锥腔的静压气体润滑轴承内的压力分布作了理论上的研究.通过通流面积和马赫数的计算深入分析了随着气膜厚度的变化,轴承流场内压力的变化及变化机理.通过实验证明,在轴承间隙很小时两种方程求得的压力值与实验结果是一致的.但随着气膜厚度的增加,采用纯黏性润滑方程计算的偏差很大,而采用N-S方程计算的结果与实验结果基本一致.并通过与环面节流的平面轴承的压力对比,表明增大气膜入口处的节流面积, 可以增加轴承的质量流量,提高轴承内的压力,避免较大供气压力和较大膜厚时气膜入口附近压力急剧下降,从而提高轴承承载能力.     

狭缝节流空气静压轴承局部气膜流场的直接数值模拟

采用3阶精度的迎风格式及2阶精度的中心差分格式,直接求解二维非定常N-S方程组,研究狭缝节流空气静压轴承压降恢复之后区域的流场特性。使用雷诺方程计算相同位置气膜中心处的流场状态,并与直接数值模拟方法的计算结果进行对比。结果表明:雷诺方程与N-S方程在计算域内计算结果基本一致,两者压力偏差为0.173%,速度偏差为1.217%;流场压力、密度沿气流方向逐渐减小,但在气膜方向几乎不变;流场速度、压力梯度沿气流方向逐渐增加,速度在流场出口处达到最大值;直接数值模拟方法得到了流场的温度变化,即整个流场的温度变化很小,温度整体呈上下高、中心低的分布,而雷诺方程无法计算得出整个流场的温度变化情况;采用雷诺方程计算轴承压降恢复之后区域的流场是合理的。     

不同供气总压下高压圆盘气体轴承边界层对流换热系数的研究

传统的气体轴承供气压力小,气流速度低,气流温度变化小,气膜内的流场可看成恒温流动。而高压圆盘气体轴承中的气流速度可达超音速,气膜内边界层的温度梯度大,因此,需对气膜内的边界层对流换热问题进行研究。对轴承气膜内的流场进行数值模拟,结果表明:边界层厚度沿轴承半径方向增加,边界层在气膜内完全发展,主流区消失;边界层的作用致使气流速度下降;对速度边界层的特征进行分析,预测了气膜内边界层的转捩位置。计算了不同供气总压下的对流换热系数,并与Bartz公式的计算结果进行对比分析,验证了所采用的计算方法的可靠性和计算结果的准确性。     

风力机翼型摩擦阻力数值计算中不同湍流模型的比较研究

为了提高风力机翼型特性模拟的准确性,采用数值求解N-S方程的方法,对NACA0015翼型的气动性能进行了数值模拟.考虑不同湍流模型、不同的计算格式、不同近壁面处理方法对风力机翼型特性模拟有着不同影响,数值模拟中应用3种不同湍流模型和3种不同的计算格式,同时配合6种不同近壁面处理方法,并将计算结果与实验结果进行对比。结果表明,在边界层内布置合适的网格点,采用k-ωSST湍流模型数值模拟,可使NACA0015翼型阻力系数的计算精度明显提高。     

圆盘止推静压气体轴承亚音速流场的简化计算

雷诺气体润滑方程仅涉及轴承气膜内的静压分布,对静压气体轴承流道特性的准确刻画还需要研究轴承流道内的气流速度场。将忽略惯性力的纯粘性等温气膜和等熵流动的供气孔拼接,建立了单供气孔环面节流圆盘止推轴承的流道简化模型,给出流道各部分气流马赫数、雷诺数和压力分布的计算公式。结果表明,气膜中气流速度随矢径变化的性质,取决于速度梯度为零的矢径位置;气膜中的气流雷诺数随矢径的增加不断减小。实际的计算结果表明,只要气膜入口截面上的气流马赫数小于临界声速,整个轴承流道将工作在亚音速,供气压力或气膜高度的变化对气膜起始区域边界层发展段长度的影响很小,供气孔始末端截面上压力和温度的变化也很小,忽略惯性力的纯粘性等温雷诺模型基本能够适用轴承的整个亚音速工况。气膜起始区域边界层发展段的长度,可以用气膜中雷诺数大于临界雷诺数的区域长度来近似。     

挤压膜轴承静态承载特性研究

为研究超声悬浮轴承的静态承载特性,设计了一种径向包容式超声悬浮气体挤压膜轴承。在分析挤压气膜润滑悬浮机理的基础上,利用曲线拟合方法求解挤压气膜模型曲线和厚度方程,根据黏性气体动力学理论建立了描述挤压气膜压力分布的Reynolds方程。采用有限差分法对挤压气膜的压力方程进行离散与差商替换,利用MATLAB自定义函数的功能对离散后的挤压膜方程进行数值计算,对气体挤压膜轴承的悬浮力进行了仿真并通过试验验证了理论分析的正确性。     

小孔节流空气静压止推轴承节流孔出口流场特性研究

小孔节流空气静压轴承一般都采用数值方法进行分析,数值方法求解过程中一般采用简化的N-S方程求解,不能真实反映节流孔出口流场的真实特性。研究小孔节流形式的空气静压止推轴承的流场特性,建立小孔节流空气静压轴承模型,应用流体分析软件求解完整N-S方程,并加入湍流模型求解,使计算结果更加准确。计算结果表明,气体流出节流孔后压力骤降且可能出现负压,压力骤降的值和气膜间隙成正比;在节流孔出口附近,气膜上下边界的空气流速小于气膜中间的流速,而且气体易与气膜上边界产生速度分离。     

静压气体轴承中的激波与边界层相互影响的研究进展

综述空气动力学理论中激波—边界层相互影响的一般特性以及静压气体轴承中的激波与边界层相互影响理论与试验研究。指出随着计算技术和微流体测试技术的发展,气膜内的压力分布、速度分布和马赫数分布,根据流场各段不同的流动特点,将可以采用合适的湍流模型进行计算机模拟,并采用相关试验得到验证。静压气体轴承中的激波—边界层相互影响将得到更深入的研究,必将促进对较高供气压力和较大气膜间隙条件下,静压气体轴承气膜入口、出口转角区和气膜内轴承特性的全面了解。     

球面螺旋槽动静压气体轴承动态特性分析

以半球螺旋槽动静压气体轴承为研究对象,建立球面动静压混合气体轴承的非线性动态润滑计算分析数学模型,采用偏导数法推导出扰动压力控制方程;在广义坐标系下,采用有限差分法对扰动压力控制方程离散化,推导出扰动压力的差分表达式;推导出半球螺旋槽动静压气体轴承刚度和阻尼系数与扰动压力之间的关系表达式;采用VC++6.0编制程序,数值计算出三维微气膜的瞬态扰动压力分布、非线性气膜力及动态刚度系数和动态阻尼系数。研究转速、偏心率及供气压力对气膜动态特性系数的影响规律,结果表明:随着转速、偏心率及供气压力的增大,气膜刚度和阻尼系数均有不同程度的变化。     

环面节流平面气浮轴承大间隙下流场数值模拟

利用三维粘性可压缩平均Navier-Stokes方程,采用SSTk-ω湍流模式,使用非结构化网格和二阶精度的有限体积法,对环面节流圆盘推力轴承大间隙下的流场进行了数值模拟并与层流模式数值结果、实验进行了对比,结果表明,SSTk-ω湍流模式数值模拟的压力分布与实测的压力分布符合程度比较高。马赫数和速度数值计算结果表明,流场内存在激波和激波边界层的相互干扰,导致壁面边界层流动出现了分离,压力出现激烈变化。     

A numerical study of shock wave/boundary layer interaction in a supersonic compressor cascade

A numerical analysis of shock wave/boundary layer interaction in transonic/supersonic axial flow compressor cascade has been performed by using a characteristic upwind Navier-Stokes method with various turbulence models. Two equation turbulence models were applied to transonic/supersonic flows over a NACA 0012 airfoil. The results are superion to those from an algebraic turbulence model. High order TVD schemes predicted shock wave/boundary layer interactions reasonably well. However, the prediction of SWBLI depends more on turbulence models than high order schemes. In a supersonic axial flow cascade at M=1.59 and exit/inlet static pressure ratio of 2.21, k-μ and Shear Stress Transport (SST) models were numerically stables. However, the k-μ model predicted thicker shock waves in the flow passage. Losses due to shock/shock and shock/boundary layer interactions in transonic/supersonic compressor flowfields can be higher losses than viscous losses due to flow separation and viscous dissipation.     

Comparison of turbulence models in shock-wave/boundary-layer interaction

This paper presents a comparative study of a fully coupled, upwind, compressible Navier-Stokes code with three two-equation models and the Baldwin-Lomax algebraic model in predicting transonic/supersonic flow. Thek - ε turbulence model of Abe performed well in predicting the pressure distributions and the velocity profiles near the flow separation over the axisymmetric bump, even though there were some discrepancies with the experimental data in the shear-stress distributions. Additionally, it is noted that this model hasy* in damping functions instead of y⁺. The turbulence model of Abe and Wilcox showed better agreements in skin friction coefficient distribution with the experimental data than the other models did for a supersonic compression ramp problem. Wilcox’ s model seems to be more reliable than the other models in terms of numerical stability. The two-equation models revealed that the redevelopment of the boundary layer was somewhat slow downstream of the reattachment portion.     

Numerical Analysis and Verification of the Gas Jet from Aircraft Engines Impacting a Jet Blast Deflector

The process of the gas jet from aircraft engines impacting a jet blast deflector is not only a complex fluid–solid coupling problem that is not easy to compute, but also a safety issue that seriously interferes with flight deck environment. The computational fluid dynamics (CFD) method is used to simulate numerically the impact effect of gas jet from aircraft engines on a jet blast deflector by using the Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations and turbulence models. First of all, during the pre-processing of numerical computation, a sub-domains hybrid meshing scheme is adopted to reduce mesh number and improve mesh quality. Then, four different turbulence models including shear-stress transport (SST) k-w, standard k-w, standard k-ε and Reynolds stress model (RSM) are used to compare and verify the correctness of numerical methods for gas jet from a single aircraft engine. The predicted values are in good agreement with the experimental data, and the distribution and regularity of shock wave, velocity, pressure and temperature of a single aircraft engine are got. The results show that SST k-w turbulence model is more suitable for the numerical simulation of compressible viscous gas jet with high prediction accuracy. Finally, the impact effect of gas jet from two aircraft engines on a jet blast deflector is analyzed based on the above numerical method, not only the flow parameters of gas jet and the interaction regularity between gas jet and the jet blast deflector are got, but also the thermal shock properties and dynamic impact characteristics of gas jet impacting the jet blast deflector are got. So the dangerous activity area of crew and equipments on the flight deck can be predicted qualitatively and quantitatively. The proposed research explores out a correct numerical method for the fluid–solid interaction during the impact process of supersonic gas jet, which provides an effective technical support for design, thermal ablation and structural damage analysis of a new jet blast deflector.     

潮汐电站贯流式水轮机的流场数值模拟

基于Navier-Stokes方程和标准κ-ε紊流模型和SIMPLE算法的改进型混合格式,用Fortran语言编程对潮汐电站水轮机模型正反向全流道三维流场做了数值计算。针对水轮机性能预测的准确性问题,将计算所得的模型水轮机效率值与河海大学提供的Flu-ent计算结果及模型试验数据进行了比较分析。研究结果表明,该改进算法对于水轮机模型内部流场是精确可靠的,适用于优化改进水轮机性能,能够提高其效率。     

汽车外流场数值仿真的进-步研究

在汽车外流场的数值仿真中,运用相对k-ε紊流模型更为先进的SST(Shear stress transport)切应力输运模型模拟紊流效应,并采用Delaunay三角形方法生成空间非结构化网格.计算结果与汽车模型在小型风洞中的试验结果比较基本吻合,尤其是关于紊流现象的模拟更是与现实物理情况一致.     

高速列车单车通过隧道压力波的研究

采用计算流体力学的数值计算方法对基于三维、瞬态、可压缩Navier-Stokes方程和κ-ε两方程紊流模型进行求解,模拟高速列车单车通过隧道时列车外流场的特性,分析高速列车单车通过隧道的压力波特性及阻力变化规律。结果表明列车单车通过隧道的压力波最小负压值与速度为二次函数的关系,列车阻力主要由压差阻力构成。研究结果可为解决隧道空气动力学问题提供参考依据。     

舰船螺旋桨非定常粘性流场与空化数值预报

基于粘性流理论,在均匀入流条件下,利用非结构网格和滑动网格技术数值求解非定常雷诺平均方程（URANS）来研究螺旋桨随边至下游两倍螺旋桨直径区域的尾流场压力和蒸汽体积分数等物理量。计算结果显示,螺旋桨空泡数值计算结果与INSEAN的实验观察结果基本一致,尾流场物理量的计算结果很好地预报了螺旋桨叶频和轴频等参数,梢涡对近尾流场的压力形成具有重要作用。     

半浸式螺旋桨水动力性能的数值模拟研究

针对半浸式螺旋桨的水动力性能问题,应用CFD方法对其流场进行了数值模拟研究,并把结果与实验进行比较。通过求解雷诺平均方程(RANS)来模拟流场,采用SST k-ω湍流模型来计算RANS方程中的雷诺应力。利用Fluent中的明渠流动(Open Channel Flow)功能模拟空泡水筒中的气液两相流动,采用VOF方法捕捉自由液面。应用滑移网格法完成搅拌桨的转动,实现了对一个五叶右旋半浸式螺旋桨的数值模拟。研究结果表明,桨的尾流场形态与实验结果吻合地较好,证明了CFD方法预测半浸式螺旋桨性能的有效性。在较低浸入深度时,数值模拟可以很好地预测半浸式螺旋桨的性能。随着浸入深度的增加,推力系数和效率的预测结果基本准确,扭矩系数的预测结果有一定偏差。从数值计算结果中,可以获得宏观力的脉动曲线和完全入水桨叶的压力分布,并且可以对桨叶出水和入水过程进行详细的研究。     

Evaluation of transient effects in the pressure-time method

The pressure-time is a method for measuring the flow rate in closed conduits and is typically used in hydropower applications. The scope of the present paper is to examine the physics of flow during a pressure-time measurement using experimental data and two-dimensional numerical simulations. The Unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes (URANS) equations coupled with the low-Re k-ω SST turbulence model are employed for the simulations. The contributions of inertia, pressure gradient, viscous and turbulent shear stress terms are investigated in the flow during a pressure-time measurement. It is shown that away from the wall and in the initial moments of time, the turbulent shear stress is comparable with the pressure gradient. With increasing time, the contribution of the inertia term becomes progressively significant and comparable with the pressure gradient and turbulent shear stress terms. Close to the wall, both viscous and turbulent shear stresses are the dominant terms which are diminished by increasing the time.