發(fā)布時間：2018-04-30 13:18

  本文選題：NASA + Stage��； 參考：《南昌航空大學》2016年碩士論文

【摘要】：隨著計算流體力學的不斷發(fā)展,越來越多的轉(zhuǎn)靜子交界面處理方法和湍流模型被應用于葉輪機械的數(shù)值計算中,然而不同的轉(zhuǎn)靜子交界面處理方法和湍流模型對葉輪機械數(shù)值計算精度具有較大的影響。本文以NASA Stage 35軸流式壓氣機為研究對象,在考查網(wǎng)格密度對計算精度影響的基礎(chǔ)上,選取合適的網(wǎng)格密度開展了不同轉(zhuǎn)靜子交界面處理方法和湍流模型對壓氣機的數(shù)值計算影響的研究。在轉(zhuǎn)靜子交界面處理方法的對比分析中,對NUMECA新推出的二維無反射處理方法與常用的周向守恒型連接面和完全非匹配混合面處理方法進行了對比,探討了三種混合平面法對NASA Stage 35壓氣機數(shù)值模擬的影響,結(jié)論如下:(1)對于絕熱等熵效率的預測,二維無反射相對于周向守恒型連接面和完全非匹配混合面更接近實驗值;對于總壓比的預測,在靠近峰值效率點附近二維無反射預測精度高,而在失速工況附近二維無反射預測精度相對較低。(2)對比靜子出口總壓、總溫、相對氣流角和相對馬赫數(shù)沿徑向分布的計算精度,周向守恒型連接面和完全非匹配混合面預測效果相一致,但精度低于二維無反射計算結(jié)果。(3)對于交界面兩側(cè)總溫和總壓的徑向分布預測,三種混合平面法都不能保證總壓和總溫的守恒,但是上、下游的總壓和總溫變化很小。(4)通過子午面熵云圖和轉(zhuǎn)子、靜子中間截面熵值的徑向分布對比分析得到,周向守恒型連接面和完全非匹配混合面熵值變化相一致,二維無反射熵增最小,說明二維無反射預測NASA Stage35壓氣機帶來的損失小。(5)通過葉根、葉中以及葉尖截面的相對馬赫數(shù)云圖對比分析,發(fā)現(xiàn)在葉根和葉中截面上,三種方法精度一致;但在葉尖截面上,周向守恒型連接面預測的轉(zhuǎn)子葉片吸力面氣流分離更明顯,完全非匹配混合面在下游靜子通道內(nèi)相對馬赫數(shù)等值線更密集。在湍流模型對壓氣機的數(shù)值計算影響方面,研究了Baldwin-Lomax、Spalart-Allmaras、K-epsilon(Extend Wall Function)、K-epsilon(Low Re Yang-Shih)、Shear Stress Transport(SST)和EARSM六種湍流模型對NASA Stage35壓氣機數(shù)值模擬的影響,結(jié)論如下:(1)通過阻塞點、峰值效率點、失速點三種典型工況下的流量、總壓比和絕熱等熵效率計算結(jié)果的對比分析可知,不同工況下各個湍流模型預測精度不同,無法確定NASA Stage35壓氣機數(shù)值模擬的最佳湍流模型。(2)從阻塞點到失速點的多工況計算結(jié)果表明,Spalart-Allmaras模型和SST模型計算精度相對較好。(3)通過對阻塞點、峰值效率點、失速點三種典型工況下徑向性能參數(shù)分析可知,SST模型計算精度總體上好于Spalart-Allmaras模型。(4)通過對近失速工況下0.99葉高處相對馬赫數(shù)云圖對比分析可知,Baldwin-Lomax模型預測的激波強度最強,K-epsilon模型預測激波強度較弱;六種湍流模型在轉(zhuǎn)子近壓力側(cè)和靠近轉(zhuǎn)子、靜子尾緣處都出現(xiàn)了低能區(qū),其中Baldwin-Lomax、SST和Spalart-Allmaras較小,K-epsilon模型低能區(qū)范圍最廣。(5)通過對近失速工況下轉(zhuǎn)子吸力面極限流線圖對比分析可知,K-epsilon(Low Re Yang-Shih)模型在葉頂發(fā)生了完全分離,而其他五種模型在葉頂處發(fā)生了分離,但流動很快再附。
[Abstract]:With the continuous development of computational fluid mechanics, more and more hydrostatic interface treatment methods and turbulence models have been applied to the numerical calculation of turbomachinery. However, different hydrostatic and stator interface treatment methods and turbulence models have great influence on the numerical accuracy of turbomachinery. In this paper, the NASA Stage 35 axial flow compressor is used in this paper. For the research object, on the basis of examining the influence of grid density on the accuracy of calculation, the influence of different rotor interface treatment methods and turbulence models on the numerical calculation of the compressor is carried out by selecting suitable grid density. In the comparison and analysis of the treatment method of the stator cross interface, the new two-dimensional non reflective processing side of NUMECA is introduced. The method is compared with the commonly used circumferential conservation and completely unmatched mixed surface treatment methods, and the influence of three kinds of mixed plane method on the numerical simulation of NASA Stage 35 compressor is discussed. The conclusion is as follows: (1) the prediction of adiabatic isentropic efficiency, the two dimensional non reflection is relative to the circumferential conservation type and the completely unmatched mixture surface. It is close to the experimental value; for the prediction of the total pressure ratio, the accuracy of the two-dimensional non reflection prediction near the peak efficiency point is high, while the two-dimensional non reflection prediction accuracy near the stall conditions is relatively low. (2) the calculation accuracy of the total pressure, the total temperature, the relative air angle and the relative Maher number along the path distribution, and the circumferential conservation type connection surface and complete comparison. The prediction results of the mismatched mixed surface are the same, but the accuracy is lower than the two dimensional non reflection calculation results. (3) for the radial distribution of the total pressure on both sides of the interface, the three mixed plane methods can not guarantee the conservation of the total pressure and the total temperature. However, the total pressure and total temperature change in the lower reaches are very small. (4) through the meridian entropy cloud and the rotor, the stator is in the stator. The comparison and analysis of the radial distribution of the entropy value of the cross section shows that the circumferential conservation type connection surface is in accordance with the entropy change of the completely unmatched mixed surface, and the two-dimensional non reflection entropy increase is the smallest, which indicates that the loss of the two-dimensional non reflective prediction NASA Stage35 compressor is small. (5) the comparison and analysis of the relative Maher number of the leaf tip and the leaf tip cross section by the leaf root, the leaf root, the leaf tip section and the leaf tip section are compared and analyzed. The accuracy of the three methods is the same on the cross section of the leaf root and leaf, but on the tip section, the flow separation of the suction surface of the rotor blade is more obvious, and the relative Maher number of the completely unmatched mixed surface is more dense in the downstream stator channel. The effects of Baldwin-Lomax, Spalart-Allmaras, K-epsilon (Extend Wall Function), K-epsilon (Low Re Yang-Shih), Shear Stress and six turbulence models on the numerical simulation of compressor are concluded as follows: (1) flow, total pressure ratio and adiabatic ratio of three typical operating conditions through blocking point, peak efficiency point, and stall point. The comparison analysis of the results of the isentropic efficiency shows that the prediction accuracy of the turbulence models under different working conditions is different, and the optimal turbulence model of the NASA Stage35 compressor numerical simulation can not be determined. (2) the calculation results from the blocking point to the stall point show that the calculation precision of the Spalart-Allmaras model and the SST model is relatively good. (3) through the resistance to the resistance. The analysis of the radial performance parameters in three typical working conditions of the peak efficiency point and the stall point can be seen that the calculation accuracy of the SST model is better than that of the Spalart-Allmaras model. (4) it is known that the intensity of the shock wave of the Baldwin-Lomax model prediction is the strongest and the K-epsilon model is predicted by the contrast analysis of the Maher number at the height of the 0.99 leaves at the near stall condition. The wave intensity is weak; the six turbulence models have low energy areas at the near pressure side and the rotor near the rotor and the stator and tail edge of the rotor, of which Baldwin-Lomax, SST and Spalart-Allmaras are smaller, and the K-epsilon model low energy area is the most widely. (5) K-epsilon (Low Re Yang-Shih) is known by the comparison and analysis of the limit streamline diagram of the rotor suction surface under the near stall conditions. The model completely separated at the top of the leaf, while the other five models were separated at the top of the leaf, but the flow soon reattached.

【學位授予單位】：南昌航空大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V233

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本文編號：1824712