大涡模拟在复杂流场中的计算与分析

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1、中图分类号：V231.3论文编号：102870215-S056学科分类号：082502硕士学位论文大涡模拟在复杂流场中的计算与分析研究生姓名张少江学科、专业航空宇航推进理论与工程研究方向叶轮机气动力学指导教师葛宁教授南京航空航天大学研究生院能源与动力学院二О一五年三月NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofEnergyandPowerEngineeringComputationandAnalysisofComplicate

2、dFlowFieldbyLarge-EddySimulationAThesisinAerospacePropulsionTheoryandEngineeringbyZhangShaojiangAdvisedbyProf.GeNingSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofEngineeringMarch,2015承诺书本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外

3、，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后适用本承诺书）作者签名：日期：摘要半个多世纪以来，尽管航空燃气涡轮发动机已被广泛应用，但是叶轮机械中叶片附面层的复杂流动仍然没有被完全理解。对于高性能发动机的设计来说，精确计算是非常重要的。随着计算机运算能力的发展，大涡模拟对于轴流涡轮压气机的设计来说

4、是一个很实用的模拟方法。本文采用的大涡模拟数值计算方法中，采用动态亚格子模型对亚格子应力进行了模化，数值通量的离散采用了具有六阶精度的对称形式的WENO格式，而粘性通量的离散采用了具有中心特性的六阶紧致差分格式，时间的推进为双时间步隐式牛顿迭代。最终，对以下问题进行了分析研究。首先，采用合成涡给定进口湍流边界条件，对超声速湍流边界层拟序结构进行了数值模拟分析。发现超声速湍流拟序结构与不可压湍流拟序结构并无差异，线性底层存在低速条带，对数律层存在以藤条状涡为主的大尺度涡结构，大尺度结构运动使得边界层存在间歇性。接着，在验证了

5、合成涡进口边界条件适用性的基础上，对激波与湍流附面层相互干扰问题进行了分析研究。入射斜激波经下壁面反射出反射激波，其下游边界层在逆压梯度下发生分离。分离区的大小发生着变化，这也许与激波的低频振动有关。o最后，对低雷诺数压气机叶片附面层的发展进行了大涡模拟，攻角为5下，边界层在吸力面前缘发生分离，从而诱导转捩的发生，湍流使得掺混加强，因而边界层很快再附壁面。在60%弦长位置处，吸力面附面层发生分离形成尾迹。而在压力面，逆压梯度下边界层有转捩的发生，但是在靠近尾缘处压力梯度为正，从而使得转捩并未完成。关键词：大涡模拟，超声速湍

6、流，大尺度运动，激波附面层干扰，边界层，分离诱导转捩0ABSTRACTThoughnumerousgasturbineshavebeenusedworldwideforoverhalfacentury,theflowontheturbomachinerybladesisnotyetcompletelyunderstood.Precisecalculationisneededtoachievehighefficiencyengines.Withincreasingcomputingpower,LargeEddySimulat

7、ioncouldbeausefulsimulationtoolforgasturbineaxialcompressordesign.Thelargeeddysimulation,whichadoptedDynamicSubgrid-Scalel,sixorderprecisionWENO-SYMschemefortheconvectionfluxandthecompactschemefortheViscousflux,isusedinthethesis.TheimplicitNewtoniteractionschemewa

8、susedfortemporaldiscretization.Deepinvestigationswereconducted.Firstly,thesupersonicturbulenceboundarylayeronaflatplatewassimulated,whichtheinletboundar