Resumen

En el presente trabajo, las simulaciones RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes) estables basadas en nuestro solver CFD (Computational Fluid Dynamics) desarrollado independientemente NUAA-Turbo 2.0, se llevan a cabo para investigar la interacción onda de choque/vórtice de fuga (SW/TLV) en dos rotores de ventiladores axiales transónicos representativos, el Rotor 67 de la NASA y el Rotor 37 de la NASA. El objetivo de este estudio es principalmente verificar si un método de identificación derivado de las teorías pertinentes es adecuado para la estabilidad del vórtice inducido por el choque en el entorno real de la ingeniería. Como hallazgos adicionales, se establece un modelo universal de vórtice de punta y también se resumen las características de ruptura o no del vórtice bajo diferentes niveles de carga. Para garantizar la precisión de la predicción de todos los métodos numéricos seleccionados en esta investigación, se realizan comparaciones detalladas entre los resultados computacionales y experimentales antes del análisis del flujo. La excelente concordancia entre ambos indica que el código actual es capaz de capturar las estructuras de flujo secundarias dominantes y el fenómeno aerodinámico, especialmente el sistema de vórtices en la región de la punta y la interacción SW/TLV. Se ha comprobado que cerca de la punta de la pala existen con frecuencia tres estructuras vorticales, como el vórtice de fuga de la punta (TLV), el vórtice inducido por el choque (SIV) y el vórtice de separación de la punta (TSV), además del vórtice inducido por el vórtice de fuga de la punta (TLV-IV, que sólo se produce cuando la fuerza del TLV aumenta hasta cierto punto), que se abstrae como modelo de vórtice de la punta. Un TLV estable después de pasar por el choque de paso se caracteriza comúnmente por un enrollamiento apretado, una desaceleración lenta y una ligera expansión. Por el contrario, el vórtice se comporta en un estado de ruptura. Los resultados de la verificación final muestran que los dos estados de vórtice mencionados pueden ser detectados satisfactoriamente por el discriminante teórico introducido en este trabajo.

• Materias:Automatización Aerodinámica Motores (Mecánica) Cinemática Ingeniería Aeronáutica
• Subjects:Automation Aerodynamics Engines Kinematics Aeronautical Engineering
• Palabras claves:vórtice de fuga de puntas, modelo de vórtice de puntas, rotor de la nasa, vórtice inducido, entorno real de ingeniería, estructura del flujo secundario, características del vórtice, resultados de la verificación final, estabilidad del vórtice inducido, vórtice de separación de puntas
• Keywords:tips leakage vortex, tips vortex model, nasa rotor, induced vortex, real engineering environment, secondary flow structure, characteristics of vortex, final verification results, induced vortex stability, tips separation vortex