小展弦比叶栅非轴对称端壁造型及气动性能的数值研究

提出了基于双控制型线的非轴对称端壁造型新方法,并在某小展弦比叶栅的上下端壁上完成了非轴对称端壁造型设计.采用数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和考虑转捩模型的SST湍流模型对轴对称端壁原始叶栅和非轴对称端壁叶栅进行了详细的流场特性分析,结果表明:所提方法可以有效减少进入叶栅通道涡的低能流体,从而抑制了通道涡的发展,减少了二次流损失.由于叶栅展弦比较小,所以非轴对称端壁会影响到整个流场,使得出口气流角在整个叶高范围内有所增大,中叶展处叶片负荷下降,型面损失减少.与轴对称端壁原始叶栅相比,非轴对称端壁叶栅效率提高了0.22%,从而验证了所提方法的有效性.     

机翼平面形状对前缘涡的影响

在水槽中进行了低雷诺数下切尖小展弦比机翼(展长/根弦长=1.0)流动显示实验. 结果表明, 后掠角显著影响机翼前缘涡的形成和发展. 对于后掠角Λ=0°的机翼, 其绕流主要结构为横向涡. 对于Λ ≥ 26°的机翼, 在一定的攻角范围内都存在双前缘涡结构, 进一步说明双前缘涡结构是小后掠角机翼低雷诺数绕流特有的流动结构. 模型后掠角为26°和45°时, 双前缘涡存在的攻角范围很窄. 对于Λ ≥ 56°的机翼, 存在双前缘涡结构的攻角范围增大, 相对于外前缘涡, 主前缘涡的破裂位置不仅推迟, 而且相同攻角下破裂位置随着后掠角的增大而推后.     

某型燃气轮机一体化叶盘转子系统动力学特性

以某型燃气轮机转子系统为研究对象,建立了叶盘转子一体化模型,通过子结构法与整体法所求静频结果的比较,验证了子结构法分析计算过程的准确性和高效性.应用子结构法,考虑离心应力的作用,求解了一体化叶盘转子系统在工作转速下的动频,并与传递矩阵法的计算结果进行了比较,分析了叶片对整体模态的影响.建立了不同展弦比下叶盘系统的模型,探讨了在定宽度和定长度情况下,不同叶片展弦比对系统模态的影响变化规律.研究结果表明:考虑叶片对一体化叶盘转子系统离心刚化的作用,使得研究结果更加接近工程实际,叶片展弦比对系统的振动特性存在较大的影响.研究为某型燃气轮机转子的动力学设计提供了理论依据.     

微型飞行器齐默曼与反齐默曼机翼的气动力学特性分析

以固定机翼式微型飞行器(miniature air vehicle, MAV)的气动设计为研究背景, 对小展弦比低雷诺数下不同长短轴比值(long-short axis ratios, LSARs)的齐默曼和反齐默曼机翼流场进行数值分析. 采用人工压缩性方法求解不可压粘性绕流, 应用三阶迎风格式离散对流项, 湍流模型为Baldwin-Barth一方程模型. 通过对比齐默曼和反齐默曼两种布局机翼的数值结果与实验值, 验证了数值方法的正确性. 通过分析不同长短轴比值齐默曼和反齐默曼机翼的气动性能, 揭示出在长短轴比值相同的情况下, 反齐默曼机翼有较高的升力, 且其升阻比随着长短轴比值的减小而增大.     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

高负荷低展弦比涡轮流动机理

为满足固体推进剂涡轮火箭发动机高负荷、高效率、低展弦比涡轮设计要求,对发动机涡轮进行初步设计.采用哈尔滨工业大学编制的叶型编辑程序,设计单级膨胀近似为4的涡轮动静叶叶型,采用NUMECA软件对所设计的涡轮动静叶流场进行数值计算.结果表明:高膨胀比涡轮动静叶整个流道内均出现超音速流动,采用缩放通道可减小激波损失;静叶出口马赫数较高,产生的尾缘激波与相邻叶栅吸力面相交,使吸力面马赫数波动,产生逆压梯度,增大了流动损失;在动叶中,端壁附面层内二次流沿壁面汇聚到吸力面中部,使吸力面中部损失增大.     

小展弦比涡轮叶片的弯曲优化设计

该文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。给出了弯高固定而弯角不同的14个叶片弯曲设计方案。通过数值模拟计算分析了这些方案中总压比和流量,初步得出在该叶片设计中反弯设计要优于正弯和直叶片设计,且反弯15°方案为最优方案。根据密流沿叶高分布图分析了正弯、直和反弯叶片情况的下端区和中间区域的通流能力变化。结合叶片壁面极限流线图和静压分布,可发现反弯情况下造成的反向C型压力分布使得端区流动不但没有改善反而恶化,但是中间区域的低能流体却大大减少,从而总体损失得到减少。从出口截面的总压分布也可看出通道涡尺度变大,造成端区总压损失较大。     

无人机折叠翼机构

无人机折叠翼机构是通过改变翼展大小来提升无人机的滑翔能力,理论上展弦比大的飞机滑翔性能好。先进性在于可以大范围地改变翼展大小,提高飞机的滑翔性能。     

展弦比对某跨音速风扇性能影响的数值研究(英文)

使用数值模拟方法,对比研究了三个采用不同大小动叶展弦比设计得到的高负荷跨音速风扇的性能.设计方案选择的动叶展弦比分别为0.937,0.871,0.804.计算结果表明,动叶展弦比大小对风扇性能影响显著.采用较大展弦比设计的风扇具有更宽广的流量范围,但是最高效率点偏低,而且总压比范围较小.通过流场分析揭示了转子展弦比的变化会影响到气动负荷在叶展方向的分布规律.使用较大展弦比设计时,动叶顶部激波损失增加,通流能力下降.     

中等尺寸翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

采用有限体积法求解三维雷诺平均Navior-Stokes方程对中等尺寸翼型风洞侧壁的影响进行数值模拟。着重研究了不同马赫数及迎角下,使翼型中心对称面的流动状态与相同来流条件下的二维无干扰流动状态相吻合所需要的最小展弦比。结果表明,随着马赫数及迎角的增加,所需要的最小展弦比均有所增加。尤其是有激波存在时,需要比较大的展弦比,才能使激波位置与无干扰结果一致。