不同边界条件下动脉血流数值研究

为了对不同边界条件下动脉血流进行数值计算和比较,分析了血流动力学中边界条件的选取,从而给出了定解条件.在此基础上选用胸主动脉血管参数,采用不同入口和出口边界条件分别对定常流和非定常流进行数值计算.结果表明:在定常流下压力分布均匀,抛物面形状的速度逐渐被拉平;在非定常流下压力波形逐渐由入口波形向出口波形进行转换,速度分布平钝.边界条件对流场分布有重要影响.     

叶栅流场尾迹中非定常涡系的数值模拟

叶栅通道内包含复杂非定常流动特征的涡系结构，二维直叶栅的尾迹涡系中粘性、尺寸效应十分明显，进行数值模拟时计算量较大，因此时分离涡产生与脱落过程的准确、清晰的捕捉要求有更高效率的数值解法。应用隐式格式、全场统一时间步长和Baldwin—Lomax紊流模型求解二维Navier—Stokes方程，时二维直叶栅流场非定常涡系进行了数值模拟分析，在大攻角、不同进口马赫数的2种工况下，通过对比分析不同时刻叶栅流场的熵和压力瞬态图，捕捉到分离涡产生与脱落过程，并合理地反映了紊流流动特征。通过计算结果看出，所采用的非定常粘性流动数值模拟方法有效，计算效率较高，能够较好地捕捉复杂的尾迹非定常涡系，较为清晰地反映叶栅流场涡系的形成、发展和消失过程，为进一步研究孤立转子和多叶排环境下的非定常流动效应提供了初步的基础。     

用时间相关有限体积法求解任意旋成面叶栅的跨音速流动

用时间相关有限体积法求解叶轮机械中任意旋成面叶栅的跨音速流动.以积分型的基本方程出发,采用一种简单的四边形多重网格和差分格式,对定常、无粘性、可压缩完全气体的跨音速流场的数值分析,提出了一个行之有效的计算方法,以两个平面叶栅为例进行计算,其结果与实验结果的吻合证实了本方法的成功.这种方法可用于算带有激波的跨音速流场,并对叶栅的设计和叶片的造型有一定的指导作用.     

跨音速三维操纵面嗡鸣数值方法研究

在非结构化动态网格耦合欧拉方程求解跨音速非定常流场的基础上,考虑了翼面-操纵面系统的缝隙间网格运动问题。采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程。通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程。数值分析研究了NA SA三维操纵面嗡鸣标模算例——全翼展操纵面NA SP(N ationalA eroSpace P lane)基本型机翼-操纵面嗡鸣现象,并和风洞实验结果进行了对比,取得了一致的结果,说明了该方法的正确性。     

应用FV-TVD格式求解弯扭叶片内部流场

应用ＦＶ－ＴＶＤ（即有限体积ＴＶＤ）格式求解了某型涡轮导向器静叶改型所生成的弯曲叶片构成的叶栅内部流场,控制方程采用任意曲线坐标系下的时间相关Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,对无粘通量采用Ｃｈａｋｒａｖａｒｔｈｙ－Ｏｓｈｅｒ的三阶精度ＴＶＤ格式进行离散,对粘性通量采用中心差分格式进行离散,通过对于弯曲叶片内部流场的计算,得到了叶栅内部流场的速度及气流角等参数的分布情况,表明了应用弯曲叶片进行燃气涡     

涡轮级进口温度分布不均匀时流场和温度场的非定常数值模拟

采用Jameson的四阶龙格－库塔法研究了高压涡轮叶栅进口有温度畸变时的涡轮流场。通过对一级涡轮叶排的非定常数值模拟,计算结果表明,由于叶排间的相互运动,叶片表面的压力呈周期性地变化,流场也是周期性地变化;当进口气流温度分布不均匀时,进口的热气流会向转子压力面上适移,导致压力面上产生热点,使动叶表面温度发生很大变化,加入热斑时静叶栅内流场的影响较小,对动叶栅内流场影响较大。     

柱形管中非定常压力层流的计算方法

非定常流出现在各种机械、压力管道、炼油厂设备、聚合物运输管道中．对于压力非定常流规律的研究源自于其各种应用．非定常流研究的目的在于发展流体水力学现象的计算方法．本文研究各种截面形状的（圆形的、长方形及环形的）封闭管道中的非定常流．对于每一种情况进行了数学模拟,定义了问题的边界条件,得到了速度分布的解析解,给出了有效截面上的功率损失．在一般的边界条件下所有类型问题的解都被考虑进来．一些具有重要实际用途的特殊问题基于通解进行了研究．进行了数值计算,计算结构由图及设计方程给出．     

基于非结构嵌套网格的旋翼-机身干扰流场数值模拟

文章基于非结构动态嵌套网格对直升机旋翼/机身干扰非定常流场进行了数值模拟研究。流场区域被分为2个相互嵌套的子域,即运动区和静止区。运动区包含桨叶,并且随着桨叶一起旋转,静止区包含机身,通过重叠区域传递流场信息。采用非定常Euler方程和双时间推进方法模拟了美国佐治亚理工学院旋翼/机身干扰实验外形非定常流场,并将计算结果与实验值以及文献的计算值进行了对比分析,吻合较好,得出了旋翼机身干扰的一些规律。     

低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟研究

发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低，其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法，深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律，数值计算是基于Jameson中心差分格式和Runge-Kutta时间推进的方法求解N-S方程完成，实验是在西北工业大学低速涡轮平面叶栅实验风洞进行。研究表明，随着雷诺数降低，涡轮叶栅流动损失增大，当雷诺数小于40000之后，涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下，涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离，这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。     

时间因子趋向零时孔隙压力计算中的振荡现象研究

固结过程中孔隙压力的计算结果对于固结度及固结系数的确定均有一定的影响。目前,孔隙压力的计算还仍然采用太沙基提出的级数计算公式,对该公式分析表明,当时间因子较小时,孔隙压力的计算中会出现病态的振荡现象,针对这种病态的振荡现象,采用傅立叶变换,对该计算公式进行变换,计算结果表明,对时间因子较小时,文中提出的计算公式可有效减少太沙基提出的级数计算公式中的这种病态振荡现象,计算结果良好。