临界攻角下锯齿尾缘压气机叶片气动特性

基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,研究不同攻角下某型压气机叶栅的性能变化规律,获得临界攻角.分析临界攻角下不同齿高比(1.0~2.0)的锯齿尾缘叶片的气动特性及锯齿结构抑制流动分离的物理机理.研究表明:当攻角增至临界攻角时,叶栅的升压、扩压能力达到最大值,但此时伴随着流动分离、涡脱落等复杂流动现象,导致流动损失增加;锯齿尾缘结构能够改善叶片吸力面的流动分离,从而有效地减少吸力面边界层的厚度,延缓叶片失速,并能在不影响压气机增压能力的情况下降低损失;综合考虑流动损失及增压、扩压能力,齿高比在1.2左右时锯齿叶片的性能最佳;相较于基准叶片,最佳锯齿叶片的扩压能力基本相同,但是至少可以减少28.1%的流动损失,并提高1.2%的增压能力.     

基于声扰动方程的矩形柱绕流噪声数值模拟

为了研究低雷诺数下钝体绕流噪声,提出一种混合声学预报方法.采用声扰动方程(APEs)结合浸入边界算法(IBM)对矩形柱绕流噪声进行模拟研究.首先通过方柱绕流模型对混合方法和边界条件进行验证,然后讨论不同迎角下方柱的流噪声特性及0°迎角下矩形柱长宽比对声场的影响规律.结果表明:方柱绕流仿真结果与文献计算值符合较好,说明本文方法有效;随着迎角增加,声压级和声传播角相应变化,30°迎角下声压级较大;矩形柱的辐射噪声低于方柱辐射噪声,并随着长宽比增大逐渐减小,主要是因为尾流区形成卡门涡街的位置向下游移动,降低了尾涡强度和升力变化;矩形柱尾涡脱落和升力变化是主要的噪声源.     

动叶尾缘结构对涡轮气动性能影响研究

为了探索动叶尾缘结构对气冷涡轮流场及气动性能影响规律，本文针对某船用燃气轮机高压涡轮动叶模型采用CFD软件分别开展了变叶盆侧尾缘长度、变叶背侧尾缘长度及尾缘全劈缝3种结构型式下的三维数值模拟研究。结果表明：涡轮进口流量主要受最小喉道面积控制，变叶盆侧尾缘长度气动性能优于变叶背侧尾缘长度，变叶盆侧尾缘长度总压损失系数随着两尾缘之间的距离增大而减小，出口相对气流角随着两尾缘之间距离的增大而有增大的趋势。两尾缘之间距离每增加1 mm，总压损失平均减少0.45%，出口气流角平均增大0.17°。尾缘全劈缝与最优变叶盆侧尾缘情况相比，尾缘全劈缝总压损失最小、出口相对气流角更接近几何出气角。     

苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究

利用逆向工程方法提取苍鹰尾缘非光滑形态的降噪特征元素,由此建立了仿生叶片结构模型;采用基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,结合基于Lighthill声类比的FW-H方程,分别对仿生尾缘锯齿叶片和标准叶片的流道模型进行了三维流场及声场的数值计算;通过分析仿生齿形结构对叶尾迹流场的影响,研究了仿生尾缘齿形结构的气流噪声控制机理.结果表明:仿生尾缘锯齿结构叶片的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8dB;叶片尾缘锯齿结构可以改变流场噪声峰值的分布规律,从而降低了噪声峰值,且大部分频率范围内的气动噪声均有所降低;仿生尾缘锯齿结构可以改变各截面尾迹涡的脱落位置,从而增大了涡心之间的距离,抑制了脱落涡对尾迹流动的扰动,进而减小了叶片表面的非定常压力脉动和尾迹涡引起的气动噪声.     

不同导叶预旋角下离心压缩机的时序效应

使用X热线热膜技术,在设计流量下研究了3个不同进口导叶预旋角的时序效应对离心压缩机非定常流场的影响.结果表明:时序效应会影响离心压缩机叶轮出口和扩压器进口的流场,该影响将随着叶轮出口的距离增加而减弱.对应不同的进口导叶预旋角,时序效应对离心压缩机非定常流场的影响有所不同.对于不同的导叶时序位置,进口导叶O°预旋角下集平均径向速度发生变化的流动区域范围最大,-20°预旋角下的其次,20°预旋角下的最小.不同的导叶时序位置的集平均绝对气流角在较大范围内存在差别,其中0°预旋角下集平均绝对气流最大变化角为1.6°,20°预旋角下的最大变化角为0.9°,-20°预旋角下的最大变化角为1.2°.不同导叶时序位置的扩压器进口时均绝对气流角在O°预旋角下相差1.3°,在20°预旋角下相差不足0.5°,在-20°预旋角下相差0.84°.     

虚拟分离声源空间去掩蔽的初步研究

提出一种使用耳机虚拟声重发的实验方法,研究了掩蔽和被掩蔽声源在水平面空间分离时的前向掩蔽效应,并将此情况下的掩蔽值与声源在同一位置时的掩蔽值进行了比较．结果表明,虽然在0°和±30°声像位置,掩蔽阈值均随掩蔽声的声压级增加而增加,但确实观察到空间去掩蔽现象．最大的去掩蔽值高达15dB．这种空间去掩蔽现象可主要归结于较优耳的贡献．     

叶尖结构变化对风力机噪声源分布特性的影响

为探究由水平轴风力机叶尖结构变化所造成的风力机噪声源分布特性的规律,利用圆盘声阵列系统对不同叶尖结构风力机采用近场声全息技术和远场波束形成技术进行噪声源识别.采集得到运行中的水平轴风力机在额定工况下的噪声信号,分析了噪声源声压级变化情况以及风力机噪声声源位置的分布规律.结果 表明:叶尖结构变化可以有效降低风力机的气动噪声,改变了风力机叶尖噪声的强度和产生位置,在一定程度上降低了叶尖噪声.通过对风力机叶尖结构的优化设计可以在不损害风力机气动性能的同时,实现较好的降噪效果.     

扩展角对Diamond-Jet型超音速火焰喷涂流场的影响

采用计算流体力学方法对超音速火焰喷涂过程进行数值模拟,研究了扩展角的变化对燃烧场的影响.研究发现扩展角对马赫锥形成的位置具有影响,随着扩展角的变化,马赫锥产生的位置向燃烧室方向偏移,当扩展角为0°～3.0°时,最大马赫数随扩展角度增大而增大.研究了扩展角对Diamond-Jet喷枪的温度场影响,当扩展角为0°～1.0°时,温度随扩展角的增加而降低,燃烧能转化为气体的动能;但是当扩展角度继续增加时,温度不再降低.     

压力侧冷却流对凹槽叶顶气膜冷却与传热性能的影响

为了降低凹槽叶顶整体热负荷并提高高传热区的气膜冷却效率,研究了压力侧冷却射流对透平级凹槽叶顶冷却传热性能的影响。通过数值计算获得了2种压力侧气膜孔形状(圆孔、扩张孔)和5种压力侧射流角(20°～40°)条件下,透平级凹槽叶顶的传热系数和气膜冷却效率分布。研究表明：前缘压力侧冷却流进入凹槽,增强了凹槽底部的冷却效果;中部和尾缘压力侧冷却流对凹槽肩壁和叶顶尾缘进行了冷却,增强了叶顶高热负荷区域的冷却效果。在所研究的射流角范围内,射流角越小,凹槽叶顶的冷却效果越好。当采用扩张孔、射流角由20°增大到40°时,肩壁的面积平均传热系数增大了6%,面积平均气膜冷却效率减小了14.3%;叶顶压力侧的面积平均传热系数增大了36%,面积平均气膜冷却效率减小了37.2%。在小射流角条件下,扩张孔的叶顶和压力侧冷却效果优于圆孔。射流角为20°时,与圆孔相比：扩张孔使凹槽肩壁面积平均传热系数减小了2%,面积平均气膜冷却效率增大了5.9%;扩张孔使叶顶压力侧的面积平均传热系数减小了22.6%,面积平均气膜冷却效率增大了43.3%。     

公路交通噪声预测模型

基于声传播的基本特性．提出了一个简化的公路交通噪声预测模型。该模型的推导是根据A计权声压级计算公式，采用常规噪声测量方法估计预测模型参数得出的，同时根据汽车噪声源引起的地面效应以及涡流对声波传播的影响，对模型进行了修正。利用该模型可以预测一个稳态源的声压级LA（如汽车起步和停车时）和移动声源的时间平均声压级LAepτ，（如一段时间内的公路交通噪声）。仿真结果表明，几何散布、地面效应和涡流是影响交通噪声传播的重要因素；在对LAepτ，瞬态测量时，必须有足够的测量时间以确保机动车采样具有代表性。实地测量验证了该预测模型的有效性。     

孔型及倾斜角对穿孔叶片气动和噪声特性的影响

针对叶片尾缘穿孔对气动及噪声特性的影响,基于NACA65019叶片,在雷诺数Re=2×105条件下,采用大涡模拟和FW-H方法研究孔型和倾斜角对叶片气动特性、绕流流场和噪声特性的影响规律,并选择降噪效果较好的穿孔模型应用到小型轴流风机上,对穿孔风机进行试验。结果表明：当穿孔倾斜角为30°时,在一定攻角范围内(α≤10°),圆柱型穿孔叶片气动性能最接近原始叶片,并且该穿孔叶片总声压级降低可达9 dB。这是由于穿孔叶片有效抑制了涡量沿叶片表面法向的发展,加速了尾缘涡沿流动方向的能量衰减,且穿孔形成的射流使大尺度的涡破碎形成小尺度的涡,衰减波动力,降低了气动噪声。     

轴向间距对二次水滴运动特性及沉积规律的影响

基于有限体积法、计算流体力学研究了某核电大功率汽轮机次末级的二次水滴侵蚀问题,采用Lagrangian方法求解了水滴的离散输运方程,利用Eulerian方法求解了叶栅内蒸汽的流动,并为叶栅通道内的汽相流动与水滴运动建立了数学模型.在定常条件下,通过轴向间距对二次水滴运动特性及沉积规律的影响研究发现:脱离静叶尾缘的水滴在叶栅通道空间中均呈现出向上端壁倾斜的运动趋势,由此获得了叶栅通道中水滴在各固壁面的沉积率;加大轴向间距可以减小二次水滴对动叶片的撞击速度,增大大颗粒水滴抛落到轴向间距上端壁的沉积率.所以,依据大颗粒水滴的集中沉积区域可以确定动叶表面去湿沟槽的适宜位置,该位置应位于吸力面上半部的前缘至中弦区域之间.     

增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

针对L1T2翼型增升装置襟翼边缘噪声的特征，设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型，通过声学风洞试验，开展了连式襟翼的襟翼边缘噪声的抑制技术研究。试验采用传声器相位阵列以及远场线阵，结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法，测量了不同襟翼偏角和迎角下连式襟翼的降噪效果。研究表明：襟翼偏度30°时，襟翼边缘噪声是L1T2翼型増升装置襟翼噪声的主要噪声源，集中在5kHz-16kHz频率范围内；襟翼偏度30°时，连式襟翼的噪声效果明显，部分频率下的最大降噪量可达9dB；此外，连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。     

轮廓度与扭转角偏差对压气机气动性能的影响

压气机叶片实际加工过程中,会出现叶片轮廓度、扭转角等加工超差,对压气机气动性能产生影响。采用S1流面计算和三维数值计算的方法分别研究了轮廓度及扭转角偏差对亚音速压气机气动性能的影响,计算结果表明:轮廓度增大,叶型最小损失值增大;堵点流量逐渐降低,轮廓度为0. 08 mm时,堵点流量减小了1%;峰值效率逐渐降低,但降低幅度较小。扭转角偏差对性能的影响来自于前缘偏转对进口喉道面积与尾缘偏转对叶片出口气流角的改变;扭转角偏差对叶型最小损失值影响不大,±0. 35°扭转角偏差范围对叶片的低损失攻角范围影响较小;扭转角向前缘打开方向增大,流量-压比特性线向右上方平移;扭转角向前缘关闭方向增大,流量-压比特性线向左下方平移;扭转角偏差0. 35°,最大流量减小了0. 67%;扭转角偏差对峰值效率点的影响微弱。     

双叉式叶尖结构对风力机流场特性影响的数值模拟

以波音737MAX机翼的双叉式叶尖结构为风力机叶尖改型设计思路,设计出双叉式叶尖结构风力机,利用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)进行数值计算.结果 表明:双叉式叶尖结构风力机叶片压力差、叶尖线速度小于未改型风力机叶片,但上叉与下叉压力差总和大于未改型风力机叶片,增大了双叉式叶尖结构风力机总输出功率,主要影响因素为叶尖开叉角度.通过风洞实验验证了数值模拟的合理性,实验和数值模拟表明双叉式叶尖结构风力机尾迹轴向速度损失小于未改型风力机.     

飞机巡航近场噪声经验预测方法研究

巡航状态下的机体表面噪声,其声源分为点声源和分布式声源.推进系统噪声中,风扇、压气机、核心、涡轮噪声可视为点声源,采用飞行修正的远场噪声预测方法.喷气噪声和机体噪声(机翼或尾翼后缘噪声、机身湍流边界层噪声)则为分布式声源,采用工程近场的方法进行预测.采用噪声源半经验参数关联模型,发展了巡航条件下的机体表面噪声预测计算方法.该计算方法可以对飞机机体(机身、机翼或尾翼等)外表面声场进行预测,并能够对各噪声源的辐射特性进行计算.以ARJ21-700为例:飞行高度10 000 m,飞行马赫数0.7,对机背表面(纵轴)5个点进行了声场预测.计算结果表明:风扇噪声是巡航条件下的最主要声源,其次为涡轮噪声、后缘噪声以及喷气混合噪声,各观察点的次要噪声源有所不同.     

双叉式叶尖结构对风力机气动噪声的影响

为降低风力机的气动噪声,提出一种用于小型风力机的双叉式叶尖结构改型设计方案,在风洞实验室开展了风力机外特性测试与气动噪声试验.试验结果表明:双叉式叶尖结构在3～9m/s的低风速段和中风速段能提高风力机的输出功率;双叉式叶尖结构可降低风力机风轮旋转基频所对应的最大声压级与叶尖涡脱落频率所对应的声压级.由此可知双叉式叶尖结构能有效降低风力机的气动噪声,其中叶尖夹角为90°的双叉式叶尖结构降噪性能最优.     

静叶斜置对高参数汽轮机再热后第一级叶栅冲蚀的影响

在高温、高速加速冲蚀试验结果所建立的叶栅材料冲蚀率模型和粒子反弹模型的基础上,利用三维数值计算法模拟、分析了静叶斜置对超临界及超超临界汽轮机再热后第一级叶栅冲蚀特性的影响.结果表明:再热后第一级静叶斜置角度为30°时,静叶压力面最大冲蚀失重减小了约30％,吸力面尾缘的冲蚀破坏明显减轻,级效率仅下降0.1％;进一步增大斜置角度,再热后第一级叶栅抗磨性能提升并不明显,级效率下降了1％;减小斜置角度会使静叶压力面最大冲蚀失重增加23％,叶栅抗磨性能显著降低.该研究结果可为减轻再热后第一级叶栅的冲蚀破坏提供技术依据.     

风力机叶片断面的几何参数分析

针对风力机叶片内部的结构形式,采用薄壁结构力学多闭式理论,对某种风力机叶片结构进行简化和分析,建立几何模型,利用MATLAB进行编程计算,得到叶片断面的弯扭特性参数.分析结果表明,风力机叶片断面的扇性静矩分布并不均匀,在叶片断面头部的值较小,尾部的值较大,容易造成叶片后缘失稳.在风力机叶片结构设计时,要提高叶片后缘部分的设计参数,以满足叶片的结构强度、刚度及稳定性要求.