燃气自由射流的高精度间断有限元数值模拟

将三阶间断有限元方法推广到轴对称Euler方程组的数值求解中,并将其用于数值模拟复杂燃气的自由射流.计算结果表明,采用该方法能够较好地捕捉到包含激波、滑移线以及三渡交点等复杂流场波系结构,马赫盘位置与实验测量结果吻合较好,在间断位置不出现非物理振荡或抹平间断现象,这表明该方法是有效的,具有较高的计算精度,为燃气射流的数值研究提供了一种新的手段.     

扩压器叶片前缘开槽结构降噪特性研究

采用大涡模拟技术以及FW-H积分方法数值模拟离心鼓风机内的非定常湍流场及其远场辐射噪声,研究了扩压器叶片前缘开槽参数对离心鼓风机噪声的影响规律及作用机理。结果表明:带有开槽结构的扩压器可抑制或延缓扩压器叶片表面的附面层分离,起到均匀流动的作用,从而抑制流动噪声源的产生;离心鼓风机的噪声性能与叶片前缘开槽几何参数相关,当相对槽长L/C=0.3、相对槽高h/H=0.1时,测点总声压级最大可降低20 dB;从整体上看,固定相对槽长、改变相对槽高的模型降噪效果要优于固定相对槽高、改变相对槽长的模型。     

离心风机叶型安装角βb(r)径向分布的气动作用研究

基于计算流体力学计算了3种叶型安装角β_b(r)径向分布的离心风机流场,研究了β_b(r)径向分布的变化对叶轮流道内气流角、惯性力及风机性能等参数的影响,为离心风机叶片造型阶段实现叶轮流道内流动的精细控制提供了依据。研究结果表明,β_b(r)分布会显著影响叶轮流道内物理参数的变化趋势,对叶轮出口参数周向分布影响较小。进、出口参数相同时,风机外特性因β_b(r)分布的不同存在明显差异。惯性力流线法向分量对叶轮出口附近吸力面边界层的发展趋势会产生影响,其大小与流线曲率有关。     

计算气动声学中的高阶Nodal-DG方法研究

气动噪声的直接模拟对数值格式的色散、耗散特性提出了严格的要求。基于描述声波的线性双曲方程,运用本征值方法分析了高阶Nodal-DG方法的色散、耗散特性。结果发现,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个能够表示对应微分方程的物理波传播方式,其余的都是寄生波,且两种波型的传播方向相反。通过与Tam的DRP格式和Lele的六阶紧致格式进行比较,发现在相同的计算精度下,Nodal-DG方法的有效求解波数范围介于DRP格式和六阶紧致格式之间。通过对初始扰动为高斯波形的计算比较发现,在较少的网格数下,Nodal-DG方法的计算结果可以与紧致格式的计算结果相比,但优于DRP格式的计算结果,非常适合于气动声学的数值模拟,为气动声场的直接计算提供了一种新的方法     

大尺度展向波形圆柱绕流流场结构的数值研究

针对大尺度展向波形圆柱绕流的减阻特性,通过大涡模拟（LES）研究波形振幅对圆柱体绕流流场结构的影响,获得波形圆柱体绕流气动性能曲线、尾迹时均流速分布和非定常涡量场分布,最后与直圆柱绕流的流场结构进行对比分析。结果表明,波形圆柱绕流的平均阻力系数小于直圆柱体绕流,流向涡的形成改变了圆柱近尾迹区的流场结构,因此,波形圆柱体尾迹涡系表现得更为紧凑,尾迹涡流得到拉伸与破裂。在亚临界雷诺数为3000时,最大阻力系数减少18.3%,最优振幅比为0.152;且波形圆柱体的升力波动大大减少,甚至得到抑制。由于波形表面会形成更稳定的三维自由剪切层,这样的自由剪切层在下游位置卷起漩涡,大大地改变了圆柱周围的流场结构。研究表明振幅比在确定波形圆柱后面的三维涡旋结构中起着至关重要的作用,并对升力波动和流动阻力的降低有着显著的影响。     

蜗舌结构对离心风机动静干涉噪声的影响

为减小离心风机转子与蜗舌之间的动静干涉噪声,提出一种弧形蜗舌结构,并分析了其对离心风机噪声的影响机制。在现有风机模型基础上,设计了半径为R100、R50和R23的弧形蜗舌代替原蜗舌,采用大涡模拟获取流场信息,利用LMS Virtual.lab间接边界元方法,分析离心风机动静干涉噪声。结果表明:弧形蜗舌有助于减缓蜗舌前缘处流体的冲击脉动速度,能更好地调控蜗壳回流流场,减小气流在蜗壳壁面上附面层的流动分离,改变气流激振力引起的蜗壳振动噪声及动静干涉噪声;弧形蜗舌结构降低了蜗壳表面的压力脉动幅值,噪声整体表现为宽频特性,能量集中在中低频,R50风机噪声表现最优,总声压级最大可降低3 dB。     

振荡翼型气动及其噪声特性的数值研究

针对低雷诺数下翼型的非定常气动噪声特性,采用计算流体力学(CFD)与Lighthill声类比相结合的方法,分别对俯仰、平振以及俯仰与平振耦合运动的翼型进行了分析,通过自定义程序控制翼型的运动规律,并对其流场及诱导的声场特性进行了数值仿真.结果表明:随着折合频率、振幅的增加,翼型表面升力系数的峰值增大,非定常迟滞效应增强;耦合运动的相位差改变了气动力的响应特性;对于振荡翼型激发的噪声,低频下单极子声源占主要地位;随着声源频率的增大,远场声压指向性逐渐体现出偶极子声源的特性.     

叶片前缘开缝对离心风机气动及噪声的影响研究

将前缘缝翼思想运用到离心风机中,研究了叶片前缘开缝设计参数对离心风机内部流场及其声辐射的影响规律。研究表明:叶片前缘开缝使气流通过狭缝得到加速,抑制后叶片吸力面边界层分离;同时,开缝设计使叶轮内部压力脉动明显减弱,降低离心风机气动噪声源强度,存在最佳开缝参数组合使离心风机流动与降噪效果达到最佳;设计工况下,当开缝位置L/C=0.30,前叶偏转角θ=4°,且前、后叶片最大相对厚度相等时,离心风机全压提高7%,效率提高2%,其远场噪声各测点总声压级平均下降3.5 dB。     

尾缘双穿孔对翼型性能影响研究

相关研究表明多孔尾缘在降低翼型噪声的同时,对其气动性能也有一定影响,且穿孔几何尺寸和位置是影响尾缘翼型噪声与气动特性的重要参数。针对NACA65019翼型,在来流雷诺数Re=2×105条件下,采用计算流体力学方法研究具有不同穿孔孔径和位置的尾缘双穿孔翼型绕流特征和噪声特性,并通过部分实验验证模拟的可靠性。研究结果表明：尾缘双穿孔翼型在小攻角下,升阻比较原翼型有较明显的提升,当来流攻角大于12 °后,升阻比开始小于原翼型;在一定来流攻角范围内,尾缘双穿孔翼型可延迟吸力面分离,降低吸力面边界层厚度;边界层厚度的降幅与穿孔孔径、穿孔位置密切相关,最大可达28.8%。根据相关声学理论模型,分析了穿孔孔径及位置对尾缘双穿孔翼型噪声特性的影响,经数值研究表明：α=6°时,在100~7 kHz频率范围,不同的尾缘双穿孔翼型相较于原翼型噪声降低最高可达10.7 dB;d=1.0 mm和Xc/c=0.82翼型效果最佳。     

一种耦合仿生翼型降噪机理研究

基于NACA0018翼型,将波状前缘、锯齿尾缘和表面脊状3种仿生结构进行耦合,形成WSR翼型,并采用大涡模拟和FW-H方法研究了 WSR翼型在不同雷诺数和攻角下的流场和噪声特性.结果表明:在小攻角、低雷诺数下WSR翼型可降低噪声5 dB左右;在大攻角下,锯齿尾缘结构加剧了尾缘处流动掺混,改变了尾迹涡结构,降低了翼型尾缘处的涡量,进而使噪声降低8 dB左右.