涡轮叶片尾缘针肋的换热研究

以涡轮叶片尾缘中针肋通道的换热为研究对象，讨论并计算出了一定条件下获得最大针肋通道换热量时针肋的形状曲线和换热优势，系统分析了这种拥有最佳形状曲线针肋的通道散热量随针肋物性参数及几何特征变化的规律。     

航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能,对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术,对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性,同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明：尾缘段转折流动配置下,楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上,尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系;随入口雷诺数的增加,通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5～7倍,但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.     

单圆弧等厚叶片前后缘多元耦合仿生设计及降噪机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法和实验测量方法分别研究了多元耦合仿生叶片的降噪机理及其对多翼离心风机气动性能和噪声特性的影响。基于逆向工程设计方法,通过提取苍鹰翼翅前后缘典型结构特征,设计了一种前缘波形结构耦合尾缘齿形结构的仿生叶片,同时对仿生叶片和多翼离心风机用单圆弧等厚度叶片的气动性能及流动和噪声特性进行了数值分析,通过比较揭示了多元耦合仿生叶片的降噪机理,得到仿生叶片尾缘的齿形结构可改变叶片尾缘脱落涡结构和频率、前缘的非光滑波形结构可减小叶片表面脉动以及气流对叶片前缘的冲击等结果。相对于原型叶片,仿生叶片的基频和倍频均有所下降,仿生叶片的A计权声压级降低了2.1dB。6种仿生叶片应用于多翼离心风机的实验研究表明:仿生叶片前后缘结构设计参数会影响多翼离心风机的风量、风压和噪声;采用多元耦合仿生叶片,风机噪声最大下降1.5dB,而风机的风量和风压基本不变。     

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.     

离心泵仿生表面减阻降噪特性研究

为了研究离心泵仿生叶片的减阻降噪特性,获得叶片壁面剪应力与减阻率、效率和噪声变化情况的关系,提取出了鲨鱼皮肤的表面特征,建立了具有Ⅴ型槽表面叶片的离心泵模型.通过剪切应力传输(SST) k-ω湍流模型对离心泵内部流场进行数值模拟,基于Proudman方法和声类比方程对泵内部声场进行了预测计算.研究结果表明:仿生表面能够有效控制叶片近壁面边界层的流体流动,在出口处的壁面剪应力梯度变小,工作面叶片的平均剪应力最大降幅达29%;仿生表面可以降低的最大减阻率为3.1%,离心泵的水力效率最大提高2.06%;仿生叶片沟槽表面能够改变叶轮流道内的涡结构,降低离心泵叶轮内部的湍动程度,减小流道内的声功率;与光滑叶片相比,仿生叶片的总声压级的降幅最大为2.68%;随着流量的增大,壁面平均剪应力的变化率、效率、总声压级及减阻率等都随之增大.     

基于FWH方程的V型尾缘气动声学数值模拟

本文基于Navier-Stokes方程组对V型尾缘喷口喷流的外流场进行非定常数值模拟,利用流场模拟结果使用FWH方程计算V型尾缘喷口远声场气动声学分布。首先通过与实验进行对比验证该计算方法,后计算得到V型尾缘喷口远声场总声压级大小及指向性分布,从而对V型尾缘喷口的降噪性能有了进一步认识,通过对比找出了较为理想的V型尾缘喷口形式,为今后的实际运用打下一定基础。     

带仿鳍式尾缘结构有限长翼型的噪声特性及降噪实验研究

中低雷诺数条件下,翼型绕流时会产生窄带高强度的纯音噪声。为探究仿鳍式尾缘结构对壁面安装形式下有限长翼型产生的纯音噪声的抑制效果,通过实验研究了壁面安装形式下带有高度为2、4、6和8 mm的仿鳍式尾缘结构的有限长NACA0012翼型模型的降噪效果及其噪声特性。在0.55 m×0.4 m声学风洞中测量了不同流速、不同迎角条件下翼型模型的远场传声器信号和传声器阵列信号。远场传声器频谱图和波束形成声源成像图表明：未安装仿鳍式尾缘结构的基础翼型产生了明显的中高频纯音噪声,且纯音噪声的频率随流速的增加向高频移动;仿鳍式尾缘结构可有效降低甚至消除基础翼型产生的纯音噪声,而对其他频带噪声几乎无影响;仿鳍式尾缘结构高度越大降噪效果越好;仿鳍式尾缘结构翼型产生的宽频噪声主要分布在翼型尾缘、叶尖、翼型前缘及尾缘与壁面的连接处,当仿鳍式尾缘结构高度较大时还会在叶尖产生高频噪声。     

带肋板尾缘开缝叶片内的流动传热性能研究

针对燃气透平带肋板的尾缘开缝叶片,采用RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)方程求解结合SST γ-Re_θ转换模型数值方法,研究了3种来流湍流度、3种来流雷诺数和3种冷气质量流量比条件下叶片和尾缘开缝区域的流动传热性能,并与无肋板开缝叶片进行了对比,利用实验数据考核了数值方法的有效性。计算结果表明:随着来流湍流度的增大,带肋板的尾缘开缝叶片表面传热系数逐渐增大,开缝壁面的传热系数基本不变,能量损失系数和总压损失系数随之增加;在相同来流湍流度时,增加来流雷诺数可降低损失;增大冷气质量流量比对叶片表面的传热系数影响很小,但可显著提升开缝壁面的传热系数;与无肋板的开缝叶片相比,带肋板的尾缘开缝叶片表面的传热系数和压力系数更低,开缝壁面换热系数更高;当Re为2.0×10⁶时,带肋板的开缝壁面平均换热系数比无肋板时的高14.46%,来流雷诺数分别为0.5×10⁶、1.0×10⁶、2.0×10⁶时,相比无肋板开缝叶片,带肋板尾缘开缝叶片的能量损失系数分别...     

轴流风机仿生耦合叶片降噪机理研究

为降低传统叶型轴流风机的气动噪声,受鸮类翅膀翼型和非光滑边缘结构的启发,以原型轴流风机的中弧线分布为基准,提取具有静音飞行特性的长耳鸮40%翼展截面处的厚度分布,结合长耳鸮翅膀边缘的非光滑结构特征,在仿鸮翼叶片尾缘耦合了正弦型锯齿结构对轴流风机叶片进行仿生重构,并将其应用于降低轴流风机噪声叶片改型设计中。基于轴流风机内部流场的数值计算结果,采用大涡模拟(LES)结合Ffowcs Williams和Hawkings发展的FW-H声类比方法对轴流风机的声场特性进行了数值模拟。研究结果表明:与原型风机相比,仿生耦合叶片风机的整体降噪幅度为2dB,风量提升4.69%。风机内部流场及声场显示:仿生耦合叶片使气流从吸力面向压力面的过渡更为平缓,不仅改善了气流对叶片前缘局部的冲击性,且能减弱叶顶间隙处的泄漏涡强度。此外,仿生耦合叶片产生的紊流边界层及尾迹涡脱落引起的气流脉动和气流不均匀性程度减弱,宽频噪声和离散噪声在中低频范围内均有所降低,因此仿生耦合叶片不仅改善了叶片前缘的局部压力脉动,且能够减小尾缘锯齿处的声源强度,改善叶片尾缘的尾迹涡分布。     

汽车天窗开槽扰流器的降噪机理试验研究

开槽扰流器能有效地降低汽车天窗开启的风振噪声.为了更好地理解其降噪机理,构建了开槽扰流器和平直扰流器风洞试验平台,通过风洞试验来调查扰流器有无开槽对其后方壁面压力场的影响.试验结果表明,相比于平直扰流器,扰流器的开槽能够将流动再附着点提前,减少了气流的再循环区域,开槽扰流器下游流动存在初始的展向相位差,降低了壁面压力展向上的相干性,导致壁面压力在展向上具有较大的衰退性.因此开槽扰流器,对下游流动的扰动效果非常明显,能够弱化对乘员舱的激励.     

尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场影响的试验研究

为探索尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场的影响,根据《声学声压法测定噪声源声功率和生能量级反射面上方近似自由场的工程法》(GB/T 3767—2016)规定的声压级测量方法,在额定转速下采用传声器阵列对不同角度的尾缘齿角风叶进行时间平均声压级测量,利用波束形成技术探究风叶噪声源分布规律。试验结果表明：随着尾缘齿角的增加时间平均声压级均值非线性减小,尾缘齿角为90°的风叶比尾缘齿角为0°的风叶时间平均声压级均值降低了3.2～5.8 dB;随着声辐射频段的增加声源位置向叶尖方向移动且声源的声压级逐渐降低,同时锯齿齿角越大,声源位置随频率增加移动速度越快,移动距离越大。低频段声源位置随齿角变化较小,高频段声源位置随齿角变化较大。为低速小展弦比轴流风叶的降噪工作提供试验参考。     

基于测量数据的叶片截面特征参数提取

为了满足航空发动机叶片尺寸检测的需要,研究了基于测量数据的叶片截面分析技术,给出了弦线,前后缘半径、最大厚度、中弧线的提取方法,实验结果表明此提取方法误差小于0．05mm,可以满足叶片检测的要求。     

基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推...     

仿鸮翼前缘蜗舌对多翼离心风机气动性能和噪声的影响

针对某多翼离心风机,受鸮类翅膀前缘结构的启发,设计了一种新型降噪结构——仿鸮翼前缘蜗舌。基于逆向工程方法,通过提取长耳鸮翅膀气动性能较好的40%翼展方向上的翅膀剖面型线,对风机蜗舌进行了仿生降噪重构设计,并分别对原型风机和仿生蜗舌风机的气动性能和噪声特性进行了数值模拟。研究结果显示,仿鸮翼前缘蜗舌风机的风量较原型风机增加了1.9m3/min,噪声下降了1.6dB,效率提高了3.8%,表明采用仿生蜗舌有效降低了气流对风机蜗舌的冲击作用,抑制了流动分离的发生,在蜗舌附近区域流场的逆压梯度明显减小,涡的结构、强度和分布都有所改变。     

实际叶片前缘冲击冷却流动和换热的数值研究

应用数值方法研究了射流孔径对燃汽轮机透平叶片前缘内部冲击冷却流动和换热的影响,并采用商用计算流体力学软件CFX11.0求解稳态可压时均N-S方程,且SST κ-ω湍流模型的总体求解精度为二阶.以某典型燃汽轮机透平叶片前缘中截面拉伸的曲面为研究对象,同时考虑了相同射流量下的4种不同射流孔径的影响,经研究表明:在计算条件下...     

金属锯机锯片齿形参数的设计分析

针对金属锯机锯片磨损速度过快,使用寿命较短等主要失效形式,研究分析了齿形参数对锯切力和锯齿应力及其分布的影响规律.在此基础上,以较小的锯切力和锯齿应力水平、合理的锯齿应力分布为目标,给出了合理的齿形参数.     

等离子体环量控制作用机理的数值仿真

为了研究等离子体射流环量控制对翼型气动特性的作用机理、影响规律和控制效费比,基于等效体积力耦合雷诺平均N-S方程的数值计算方法进行仿真,研究了不同后缘半径、单组激励器位置及双组激励器布置方式对翼型气动特性和流场特性的影响规律。结果显示中等后缘半径,两组激励器反向对称布置在上下翼面优化位置时,环量控制效费比有显著提升。研究表明中等后缘半径翼型的后缘流体离心力和压力梯度相对平衡,等离子体射流带动上翼面外流发生偏折,增升效果较好。优化后双组激励器作用形成了等离子体射流的串联,有效诱导脱体尾涡向下翼面移动,分离点下移,环量和升力增加明显。研究结果为后续实验研究提供了理论基础。     

基于柔顺机构的风力机叶片变弯度前缘结构设计

为实现风力发电机叶片的自适应变形及结构轻量化,叶片前缘采用柔顺机构设计。以实际位移与目标位移差值及最大应力为约束,以材料用量最小为目标,采用变密度法对柔顺机构进行拓扑优化设计。以双程形状记忆合金丝作为驱动器驱动前缘柔顺机构自适应变形。研究结果验证了柔顺机构及拓扑优化结果的可靠性,为大型风力发电机叶片柔顺机构的设计提供了借鉴;同时也验证了双程形状记忆合金丝作为智能驱动器具有工程发展应用的前景。     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

基于边缘光流法向分量的运动区域划分

为克服传统运动区域分割算法对光流求解正确度的依赖,提出了一种基于光流法向分量的运动区域分割算法.该算法利用有区别的同区域判决函数对各个边缘点及其邻域进行光流法向分量的相关性聚类.利用Matlab软件对合成图像和真实图像进行了仿真.结果表明,在参数选择合理的情况下,该算法能够正确地对图像序列中的运动区域进行分割;并且由于仅对于边缘点处的光流法向分量进行处理,算法速度也比基于完全光流矢量的算法有所提高.