Higher order numerical method for aeroelastic problems

The accuracy of determining the conditions for the possible onset of uncontrolled oscillations of turbine blades depends on the accuracy and detail of the aerodynamic problem solution. An increased accuracy of the simulation is necessary for complex flows in which shocks waves are present, i.e. in t...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Datum:	2018
1. Verfasser:	Bykov, Yu. А.
Format:	Artikel
Sprache:	English Russian Ukrainian
Veröffentlicht:	Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України 2018
Schlagworte:	computational fluid dynamics aeroelasticity in turbomachines unsteady flow unsteady loads UDK 621.625 621.438
Online Zugang:	https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Назва журналу:	Energy Technologies & Resource Saving

Institution

Energy Technologies & Resource Saving

id	oai:ojs.journals.uran.ua:article-128154
record_format	ojs
institution	Energy Technologies & Resource Saving
baseUrl_str
datestamp_date	2018-04-25T13:01:50Z
collection	OJS
language	English Russian Ukrainian
topic	computational fluid dynamics aeroelasticity in turbomachines unsteady flow unsteady loads UDK 621.625 621.438
spellingShingle	computational fluid dynamics aeroelasticity in turbomachines unsteady flow unsteady loads UDK 621.625 621.438 Bykov, Yu. А. Higher order numerical method for aeroelastic problems
topic_facet	computational fluid dynamics aeroelasticity in turbomachines unsteady flow unsteady loads UDK 621.625 621.438 вычислительная аэродинамика аэроупругость в турбомашинах нестационарный поток нестационарные нагрузки УДК 621.625 621.438 чисельне моделювання течії аеропружність в турбомашинах нестаціонарна течія нестаціонарні навантаження УДК 621.625 621.438
format	Article
author	Bykov, Yu. А.
author_facet	Bykov, Yu. А.
author_sort	Bykov, Yu. А.
title	Higher order numerical method for aeroelastic problems
title_short	Higher order numerical method for aeroelastic problems
title_full	Higher order numerical method for aeroelastic problems
title_fullStr	Higher order numerical method for aeroelastic problems
title_full_unstemmed	Higher order numerical method for aeroelastic problems
title_sort	higher order numerical method for aeroelastic problems
title_alt	Численный метод повышенного порядка точности для задач аэроупругости Чисельний метод підвищеного порядку точності для задач аеропружності
description	The accuracy of determining the conditions for the possible onset of uncontrolled oscillations of turbine blades depends on the accuracy and detail of the aerodynamic problem solution. An increased accuracy of the simulation is necessary for complex flows in which shocks waves are present, i.e. in trans- and supersonic flows. The main goal of this paper is to evaluate the influence of the order of numerical scheme approximation on the unsteady characteristics of the blade cascade in the transonic gas flow. This work presents the results of simulating transonic flow in the cascade of oscillating turbine profiles using methods of different accuracy, and a quantitative evaluation of the correspondence of the results to the order of approximation is made. A method for numerical simulation of viscous compressible gas flow through the cascade of oscillating blades is presented. The method is designed to solve the unsteady two-dimensional Reynolds averaged Navier-Stokes equations, which are closed by turbulence modeling equation. For the approximation of the initial equations four different numerical schemes are used: the original Godunov scheme of a first order approximation, the Godunov-Kolgan scheme having a locally second-order approximation, the ENO decomposition of a second order of approximation and the ENO decomposition, which has a locally third order approximation. A cascade of turbine profiles was chosen as a study object, which was examined at the École Polytechnique Fédérale de Lausanne. A detailed analysis of the obtained calculation results was performed. The results were compared with the results of numerical simulation of the second and first order approximation, as well as with experimental data. It is shown that the numerical simulation of complex transonic flows requires the application of methods with increased accuracy. An insufficient order of approximation can sometimes lead to a significant distortion of the results, right up to the sign change in the work of the aerodynamic forces. Along with the application of higher order schemes, it is necessary to use adaptive computational grids, which take into account the flow features and do not introduce additional errors to the region of large gradients of values.
publisher	Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України
publishDate	2018
url	https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154
work_keys_str_mv	AT bykovyua higherordernumericalmethodforaeroelasticproblems AT bykovyua čislennyjmetodpovyšennogoporâdkatočnostidlâzadačaérouprugosti AT bykovyua čiselʹnijmetodpídviŝenogoporâdkutočnostídlâzadačaeropružností
first_indexed	2025-07-17T12:01:21Z
last_indexed	2025-07-17T12:01:21Z
_version_	1850411562083287040
spelling	oai:ojs.journals.uran.ua:article-1281542018-04-25T13:01:50Z Higher order numerical method for aeroelastic problems Численный метод повышенного порядка точности для задач аэроупругости Чисельний метод підвищеного порядку точності для задач аеропружності Bykov, Yu. А. computational fluid dynamics aeroelasticity in turbomachines unsteady flow unsteady loads UDK 621.625 621.438 вычислительная аэродинамика аэроупругость в турбомашинах нестационарный поток нестационарные нагрузки УДК 621.625 621.438 чисельне моделювання течії аеропружність в турбомашинах нестаціонарна течія нестаціонарні навантаження УДК 621.625 621.438 The accuracy of determining the conditions for the possible onset of uncontrolled oscillations of turbine blades depends on the accuracy and detail of the aerodynamic problem solution. An increased accuracy of the simulation is necessary for complex flows in which shocks waves are present, i.e. in trans- and supersonic flows. The main goal of this paper is to evaluate the influence of the order of numerical scheme approximation on the unsteady characteristics of the blade cascade in the transonic gas flow. This work presents the results of simulating transonic flow in the cascade of oscillating turbine profiles using methods of different accuracy, and a quantitative evaluation of the correspondence of the results to the order of approximation is made. A method for numerical simulation of viscous compressible gas flow through the cascade of oscillating blades is presented. The method is designed to solve the unsteady two-dimensional Reynolds averaged Navier-Stokes equations, which are closed by turbulence modeling equation. For the approximation of the initial equations four different numerical schemes are used: the original Godunov scheme of a first order approximation, the Godunov-Kolgan scheme having a locally second-order approximation, the ENO decomposition of a second order of approximation and the ENO decomposition, which has a locally third order approximation. A cascade of turbine profiles was chosen as a study object, which was examined at the École Polytechnique Fédérale de Lausanne. A detailed analysis of the obtained calculation results was performed. The results were compared with the results of numerical simulation of the second and first order approximation, as well as with experimental data. It is shown that the numerical simulation of complex transonic flows requires the application of methods with increased accuracy. An insufficient order of approximation can sometimes lead to a significant distortion of the results, right up to the sign change in the work of the aerodynamic forces. Along with the application of higher order schemes, it is necessary to use adaptive computational grids, which take into account the flow features and do not introduce additional errors to the region of large gradients of values. Точность определения условий возможного возникновения неконтролируемых колебаний лопаток турбины зависит от точности и детализации решения аэродинамической задачи. Повышенная точность моделирования необходима для сложных потоков, в которых присутствуют ударные волны, т.е. в транс- и сверхзвуковых потоках. Основная цель настоящей работы – оценить влияние порядка аппроксимации численной схемы на нестационарные характеристики решетки лопаток в потоке трансзвукового газа. В работе представлены результаты моделирования трансзвукового течения в каскаде вибрирующих профилей турбины с использованием методов различной точности и проведена количественная оценка соответствия результатов порядку аппроксимации. Представлен метод численного моделирования течения вязкого сжимаемого газа через решетку колеблющихся лопастей. Этот метод предназначен для решения нестационарных двухмерных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу и замкнутых уравнением моделирования турбулентности. Для аппроксимации исходных уравнений используются четыре различные числовые схемы: оригинальная схема Годунова первого порядка аппроксимации, схема Годунова-Колгана, имеющая аппроксимацию локально второго порядка, схема ENO второго порядка и схема ENO, которая имеет локально третий порядок. В качестве объекта исследования выбрана решетка турбинных профилей, которая была исследована в Лозаннском политехническом институте. Проведен подробный анализ полученных результатов расчета. Осуществлено сравнение с результатами численного моделирования приближения второго и первого порядка, а также с экспериментальными данными. Показано, что численное моделирование сложных трансзвуковых потоков требует применения методов с повышенной точностью. Недостаточный порядок аппроксимации может иногда приводить к значительным искажениям результатов, вплоть до изменения знака работы аэродинамических сил. Наряду с применением схем более высокого порядка необходимо использовать адаптивные вычислительные решетки, которые учитывают особенности потока и не вносят дополнительной ошибки в областях с большими градиентами значений. Запропоновано метод чисельного моделювання течії в'язкого стисливого газу через решітку коливних лопаток. Метод призначений для інтегрування нестаціонарних двовимірних рівнянь Нав'є-Стокса, усереднених за Рейнольсом, які доповнюються рівнянням моделювання турбулентності. Метод має локально третій порядок апроксимації по просторових координатах та часу. З використанням методу проведено чисельний аналіз аеропружних характеристик решітки турбінних профілів 4-ї стандартної конфігурації в трансзвуковому потоці. Здійснено зіставлення отриманих результатів з даними чисельного моделювання з використанням методів другого і першого порядку апроксимації, а також з даними експерименту. Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України 2018-04-06 Article Article application/pdf application/pdf application/pdf https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154 Journal of Mechanical Engineering; Vol. 21 No. 1 (2018); 11-18 Проблемы машиностроения; Том 21 № 1 (2018); 11-18 Проблеми машинобудування; Том 21 № 1 (2018); 11-18 2709-2992 2709-2984 en ru uk https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154/123077 https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154/124299 https://journals.uran.ua/jme/article/view/128154/124300 Copyright (c) 2018 Yu. А. Bykov https://creativecommons.org/licenses/by-nd/4.0

Higher order numerical method for aeroelastic problems

Institution

Ähnliche Einträge