刘景源
- 作品数：16 被引量：30H指数：2
- 供职机构：南昌航空大学飞行器工程学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 网格对高超声速钝头体表面热流数值模拟结果的影响被引量：1
- 2023年
- 高超声速钝头体热流的精确预估,对高超声速飞行器热防护的设计具有重要意义,而网格划分尺度对预估飞行器表面热流精度具有重要的影响。应用理论分析及数值模拟方法,提出了一种基于壁面网格雷诺数及基于钝体特征长度的来流雷诺数网格划分方法,并给出了壁面网格雷诺数的取值范围。应用所提出的网格划分方法,对不同来流条件的高超声速半圆柱及球头表面热流进行了数值模拟,结果表明,应用所提出的网格划分方法,及给出的可供参考的壁面网格雷诺数的取值范围划分网格,在满足高超声速钝体表面热流精度要求的同时,有利于网格合理分布并提高数值计算效率。
- 马崇立刘景源
- 关键词：高超声速气动热钝头体误差分析
- 不同燃气输运特性计算方法对涡轮平面叶栅对流换热的影响
- 2020年
- 为研究不同燃气输运特性计算方法对涡轮对流换热的影响,提出一种不同燃气组分输运特性计算方法对对流换热影响的算法。选取4种常用的计算分子黏性系数及热导率等燃气输运特性的方法进行分析。结果表明,不同燃气组分输运特性计算方法对平板和涡轮平面叶栅的对流换热具有一定影响。在给定的入口温度为1000 K及2200 K时,平板当地对流换热的努赛尔数的最大差别分别从2.7%增大到4.0%;在给定的入口温度为1000 K及1500 K时,涡轮平面叶栅当地对流换热的努赛尔数的最大差别分别从4.58%增大到9.70%。对涡轮对流换热研究应考虑不同燃气组分输运特性计算方法对涡轮叶栅对流换热影响。提出的算法对涡轮对流换热问题具有一定的指导意义。
- 薛钰刘景源
- 关键词：对流换热燃气雷诺数努塞尔数
- 湍流普朗特数在高超声速绕流中的修正
- 2024年
- 为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。数值模拟结果与实验数据及Kays湍流普朗特数模型的对比表明:对高超声速复杂流动,湍流普朗特数应进行修正,提出的经湍流非平衡参数修正的湍流普朗特数修正模型与原模型及Kays模型相比,给出的壁面压强、壁面热流更精确,壁面最大热流相对误差小于6%。
- 刘景源
- 关键词：高超声速气动热
- 叶片倒角对1/2+1对转压气机气动性能影响的数值研究
- 2023年
- 为揭示倒角对1/2+1对转压气机转子气动特性及动静叶气动匹配性的影响,从而为对转压气机未来工程应用中的气动设计及优化提供参考,采用数值模拟、理论分析与正交试验相结合的方法,研究了叶片倒角对1/2+1对转压气机气动性能的影响。结果表明,对绝热效率产生影响的因素从大到小依次为:R2倒角最小角度、R1倒角半径及最小角度、S2机匣倒角最小角度、R2倒角半径及S2机匣倒角半径。各叶片排倒角对总增压比的影响较小。引入的倒角增强了R1的尾迹涡,使R2轮毂端壁处进口负迎角变大。引入的倒角增强了R2头部区轮毂端壁附近压力面及吸力面马蹄涡分支,流动分流效应加剧,并使通道激波后移,二次流效应增强,因此使10%以下叶高熵变大。引入倒角的R2吸力面马蹄涡分支受激波边界层干扰减弱,与来流边界层流动在通道中后部高叶高的相互作用减弱,使通道出口处20%~50%的相对叶高熵减小。S2倒角及R2出口流场的共同作用,使S2低叶高马蹄涡压力面分支与通道涡相互作用强度减弱,带倒角的S2因此提升对转压气机绝热效率。
- 吴天元刘景源
- 关键词：对转压气机倒角正交试验设计气动性能流场结构
- SST湍流模型在高超声速绕流中的改进被引量：18
- 2012年
- 为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。
- 刘景源
- 关键词：湍流模型高超声速激波边界层热流
- 对流传热场协同原理在高速可压缩边界层流动中的推广被引量：1
- 2018年
- 应用理论分析方法对适用于不可压缩层流与湍流流动的对流传热场协同原理进行了可压缩层流与湍流流动上的推广。分析结果表明,与不可压缩流动的对流传热场协同原理不同,可压缩层流与湍流的对流传热取决于流动当地单位体积的动量与总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与总焓梯度的协同研究可压缩流动的壁面传热问题,对层流热流,不但计及了高速流动的密度变化对热流的作用,而且包括了静焓梯度、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响;对湍流问题,除了高速流动的密度变化、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响外,还计及了雷诺剪切应力对热流的作用。另外,对黏性影响不能忽略的不可压缩流动的对流传热问题,用速度向量与总温(总焓)梯度协同更精确。
- 刘景源
- 关键词：场协同原理热流密度可压缩流动层流湍流
- 分流叶片前缘掠对微小型离心压气机气动性能影响
- 2022年
- 为了研究分流叶片前缘掠角对微小型离心叶轮流场及气动性能的影响,应用数值模拟及理论分析,对一带有分流叶片的离心叶轮进行了研究。结果表明:分流叶片前缘后掠增强离心叶轮气动性能的机制,一方面为分流叶片对主叶片泄漏涡的分流效应,以及分流叶片攻角增大致使其吸力面高速低压气流对主叶片泄漏涡的引射效应;另一方面,随分流叶片前掠角度增大,其肩部的膨胀及压缩效应增强,对主叶片压力面气动干扰增强,使主叶片压力面负荷降低,当分流叶片后掠角度增大时,气流相对分流叶片前缘攻角变大使分流叶片气动负荷变大,另外,攻角变大导致分流叶片吸力面气流加速、流线弯曲变大,气动负荷增大。在进行分流叶片设计时,权衡结构重量、气动性能等因素,建议分流叶片前缘后掠角取值在8°~16°。
- 范铭轩刘景源
- 关键词：离心压气机流场特性气动性能
- 静叶根弯对轴流涡轮气动性能的影响
- 2023年
- 针对轴流涡轮的静叶构型,应用三维定常RANS数值模拟方法,研究了静叶根部弯曲对轴流涡轮流场及气动性能的影响.结果表明,随静叶根部正弯角增大,涡轮气动性能先增强后减弱.静叶根部小弯角增强了静子通道主流与壁面低能流体之间的能量交换,抑制了大尺度流动分离及脱落涡强度,使静叶根部附近的气动性能增强,并且动叶根部附近流场受通道涡影响减弱,有增强动叶根部附近的气动性能的趋势,但增强趋势不明显,因此静叶根部小弯角可增强涡轮气动性能.根弯角过大则导致静叶吸力面高根弯附近流动变化剧烈,并进一步恶化静叶尾迹区流动,从而减弱了静叶高根弯区的气动性能,并且动叶20%叶高吸力面附近流动与转子通道主流相互作用增强、气动损失增大,从而降低了转子及静子气动匹配性,因此静叶根部弯角过大涡轮气动性能减弱.权衡涡轮结构重量、气动性能等因素,建议涡轮静叶相对弯高及弯角的取值区间分别为0.2~0.3和10°~15°.
- 张志刘景源
- 关键词：轴流涡轮流场特性气动性能
- SST二方程湍流模型在高超声速绕流中的可压缩修正被引量：4
- 2012年
- 为模拟高速可压缩湍流问题,对剪应力输运(SST)湍流模型进行了可压缩修正。数值格式采用改进的总变差减小(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隠式处理。在此基础上计算了绕平板以及基本无分离和具有分离流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果和实验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型的可压缩影响项为密度加权脉动速度的平均与压力梯度的标量乘积。经可压缩修正后的SST湍流模型与原模型及其它可压缩修正模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布具有更高的精度。
- 刘景源
- 关键词：湍流模型高超声速可压缩性热流
- 叶根倒角对微小型离心压气机气动性能的影响被引量：2
- 2020年
- 为了研究叶根倒角对微小型离心压气机流场及气动性能的影响,对1个带有分流叶片的微小型离心压气机进行数值模拟及理论分析。结果表明:叶根倒角最小角度对主叶片及分流叶片表面的静压分布影响不大,压气机总压比几乎不变,但效率提高明显,最大可提高0.99%。压气机效率的提高,一方面是由于通道涡的削弱减小了损失;另一方面是主叶片吸力面根部附近低速区减小和流线弯曲程度降低,提高了根部附近的流通能力,减少了横向流动,从而减小了二次流的损失。另外,叶根倒角最小角度变大,降低了叶片出口处气流的不均匀性,从而减小了损失。
- 黄志浩刘景源
- 关键词：离心压气机气动性能数值模拟航空发动机
