Simulación numérica de compresores transónicos con diferentes modelos de turbulencia
Autores: Yan, Wenhui; Sun, Zhaozheng; Zhou, Junwei; Zhang, Kun; Wang, Jiahui; Tian, Xiao; Tian, Junqian
Idioma: Inglés
Editor: MDPI
Año: 2023
Acceso abierto
Artículo científico
2023
Simulación numérica de compresores transónicos con diferentes modelos de turbulencia
Categoría
Ingeniería y Tecnología
Subcategoría
Ingeniería Aeroespacial
Palabras clave
Técnicas
Ingeniería aeroespacial
RANS
Modelo de turbulencia
Compresor transónico
NASA Rotor 67
Licencia
CC BY-SA – Atribución – Compartir Igual
Consultas: 30
Citaciones: Sin citaciones
Una de las técnicas más comúnmente utilizadas en la ingeniería aeroespacial es el enfoque RANS (Reynolds average Navier-Stokes) para calcular el campo de flujo del compresor transónico, donde la precisión del cálculo se ve significativamente afectada por el modelo de turbulencia utilizado. En este trabajo, utilizamos los modelos de turbulencia SA, SST y PAFV, desarrollados en base a la velocidad de fluctuaciones medias sesgadas y el tensor de tasa de deformación media, para simular numéricamente el compresor transónico NASA Rotor 67 y evaluar la precisión del modelado de turbulencia en cálculos numéricos de compresores transónicos. Los resultados de la simulación demuestran que los cuatro modelos de turbulencia son generalmente superiores en el cálculo numérico del NASA Rotor 67, lo que satisface esencialmente los requisitos de precisión de los cálculos de ingeniería; al comparar y analizar la capacidad de los cuatro modelos de turbulencia para predecir el rendimiento aerodinámico de los compresores transónicos y capturar los detalles del flujo dentro del rotor. Los errores de la tasa de flujo de obstrucción del Rotor 67 calculados por los modelos de turbulencia SA, SST y PAFV con los datos experimentales son 0.9%, 0.8%, 0.7% y 0.6%, respectivamente. Los errores de las eficiencias máximas calculadas son 2.2%, 1.6%, 0.9% y 4.9%. Los modelos de turbulencia SA y SST fueron desarrollados para las características computacionales de la industria aeroespacial. Su estabilidad computacional es mejor y sus resultados para el Rotor 67 son comparables. El modelo de turbulencia calcula la relación de presión y la eficiencia que están más cerca de los datos experimentales, pero el cálculo de los detalles del campo de flujo cerca de la superficie de la pared no es ideal porque el modelo de turbulencia no puede capturar con precisión las características del flujo en la región de altas tensiones cortantes. El modelo de turbulencia PAFV tiene una mejor predicción de fenómenos complejos como la ubicación de la onda de choque interna del rotor, la interacción choque-capa límite, etc., debido al uso de una escala de velocidad turbulenta en forma vectorial, pero la eficiencia del rotor calculada es baja.
Descripción
Una de las técnicas más comúnmente utilizadas en la ingeniería aeroespacial es el enfoque RANS (Reynolds average Navier-Stokes) para calcular el campo de flujo del compresor transónico, donde la precisión del cálculo se ve significativamente afectada por el modelo de turbulencia utilizado. En este trabajo, utilizamos los modelos de turbulencia SA, SST y PAFV, desarrollados en base a la velocidad de fluctuaciones medias sesgadas y el tensor de tasa de deformación media, para simular numéricamente el compresor transónico NASA Rotor 67 y evaluar la precisión del modelado de turbulencia en cálculos numéricos de compresores transónicos. Los resultados de la simulación demuestran que los cuatro modelos de turbulencia son generalmente superiores en el cálculo numérico del NASA Rotor 67, lo que satisface esencialmente los requisitos de precisión de los cálculos de ingeniería; al comparar y analizar la capacidad de los cuatro modelos de turbulencia para predecir el rendimiento aerodinámico de los compresores transónicos y capturar los detalles del flujo dentro del rotor. Los errores de la tasa de flujo de obstrucción del Rotor 67 calculados por los modelos de turbulencia SA, SST y PAFV con los datos experimentales son 0.9%, 0.8%, 0.7% y 0.6%, respectivamente. Los errores de las eficiencias máximas calculadas son 2.2%, 1.6%, 0.9% y 4.9%. Los modelos de turbulencia SA y SST fueron desarrollados para las características computacionales de la industria aeroespacial. Su estabilidad computacional es mejor y sus resultados para el Rotor 67 son comparables. El modelo de turbulencia calcula la relación de presión y la eficiencia que están más cerca de los datos experimentales, pero el cálculo de los detalles del campo de flujo cerca de la superficie de la pared no es ideal porque el modelo de turbulencia no puede capturar con precisión las características del flujo en la región de altas tensiones cortantes. El modelo de turbulencia PAFV tiene una mejor predicción de fenómenos complejos como la ubicación de la onda de choque interna del rotor, la interacción choque-capa límite, etc., debido al uso de una escala de velocidad turbulenta en forma vectorial, pero la eficiencia del rotor calculada es baja.