不同端壁间隙下压气机平面叶栅角区流动的数值模拟和实验研究

采用数值模拟和实验方法,对比分析了不同端壁间隙下平面叶栅攻角损失特性与角区流动结构的关联。各间隙情况下,当来流攻角大于某一数值时,角区失速的发生使得叶栅总压损失呈突跃式增加。小于该来流攻角时,无间隙叶栅损失最小。大于该来流攻角时,无间隙叶栅损失最大。分析表明,间隙的存在可以抑制间隙侧角区分离,并同时推迟无间隙侧角区失速的发生。     

根部开槽对叶栅三维角区分离的控制研究

三维角区分离是压气机静子叶栅中固有的流动结构,对压气机性能有着重要的影响。本文对一PVD叶栅和一NACA65叶栅,在分析其通道内流动机理的基础上,提出了在叶片根部从压力面向吸力面开槽的控制角区分离的方法。数值研究了槽道出口位置对PVD叶栅性能及角区分离的控制作用,发现在保持槽道其他参数不变的情况下,存在一最优位置使得叶栅攻角特性最优;结合计算及实验测量的方法,验证了NACA65叶栅中叶根开槽控制角区分离的有效性。两个叶栅研究结果表明:叶根开槽可有效控制角区分离,减小叶栅损失,增大叶栅扩压能力,拓宽叶栅可用攻角范围。     

透平叶栅大负攻角分离流动特性

一、引言 大功率汽轮机组参加调峰、担负供热以及采用空冷技术时,汽轮机末几级叶片经常处在高背压、小相对容积流量状态下工作,由此引起的大负攻角分离流动是叶片发生失速颤振的根本原因.Dring和Joslyn曾考察了透平叶栅负攻角分离流动对叶片换热的影响,但国内外在这方面的研究仍很缺乏.为研究透平叶栅大负攻角分离流动的湍流特性,在文献[3、4]的基础上,本文应用热线风速仪详细测量了两套典型透平叶栅的大负攻     

非设计工况下动静叶相互干扰的非定常流动特性

本文对非设计工况下动静叶栅相互干扰的非定常流动特性进行数值研究。非设计工况主要考虑大攻角下的分离 流动,动静叶干扰的非定常流动的数值求解在N—S方程的基础上采用分区计算的方法来完成。数值分析结果揭示了在分 离流动本身的非定常特性与动静叶栅相互干扰的非定常特性的双重影响下的流场情况。     

高速高负荷压气机叶栅损失特性实验研究

实验测量了某高速高负荷压气机叶栅两个马赫数(0.5884和0.5)下-8°、-6°、-4°、-1.69°、0°、2°、4°和8°共8个攻角的栅后流场,分析了其损失特性随着攻角的变化规律。结果表明:设计马赫数0.5884下,该叶栅低总压损失系数对应的攻角范围较小,随着攻角往两端偏离最优攻角,叶栅损失很快就急剧增加;从2°到4°攻角,流场结构发生了改变,近叶中区域也开始发生了较大的分离,而近端区的角区分离反而减小,使得总压损失未迅速增加,而是基本不变;随着攻角进一步增大到8°,发展成了全叶高的大尺度分离流动,尾迹速度亏损急剧增大,总压损失也急剧增大。     

压气机叶栅通道中二次流动对三维角区分离流动的影响

本文数值模拟研究了不同攻角下压气机PVD叶栅中的复杂流动情况,分析了叶栅通道中的二次流对三维角区分离流动的影响。结果表明:马蹄涡在压气机叶栅通道中的发展不明显并且在叶栅通道中很快耗散,因此对三维角区分离影响不大;而通道涡是压气机叶栅通道中主要的二次涡,增强了三维角区分离流动现象,增加了气流总压损失。     

变稠度条件下仿生学前缘结状突起对压气机叶栅性能的影响

本文以某压气机平面叶栅为研究对象,采用数值计算的方法,在不同稠度条件下,分别研究仿生学前缘结状突起在零攻角和正攻角时对叶栅性能的影响。结果表明,零攻角工况时,各稠度条件下的仿生学叶栅总压损失系数都有一定的增大,性能恶化;8°正攻角工况时,波长等于9.6%c的前缘结状突起在各稠度条件下都能有效降低总压损失系数,改善叶栅性能,在设计稠度下(S=2)效果最显著,损失系数降低了约18.8%;仿生学前缘的作用机理:结状突起诱导产生的成对流向涡与通道中的分离流动相互作用,包括涡系结构之间的抵消作用和动量的输运,从而延缓分离,提高叶栅性能。     

环形压气机叶棚内部分离流结构分析 第二部分:流道内分离流

1前言认识压气机叶栅内部分离流动的结构和特性,对于揭示压气机内复杂的流动机制、改善叶栅气动性能、减少流动损失和提高压气机喘振裕度具有重要意义山。本文采用激光片光层加示踪粒子流场显示技术,观察和摄取了环形压气机叶栅在约十14”大攻角下的内部流动图像;采用七孔气     

变工况非定常叶栅绕流数值仿真

采用离散涡方法数值仿真了不同来流攻角下,固定与动边界叶栅绕流。在设计工况时流动接近定常流动。而变 工况时流动具有明显的非定常特征。特别是当攻角较大时,流场中存在着激烈分离,流动具有不稳定性。分离流动与旋涡 的分布息息相关。当来流角从20°到60°逐渐增大时,前驻点从背面经前缘点向腹面移动。固定叶栅与振动叶栅时的绕流 有明显的不同。振动叶栅绕流,流体决不是简单地随叶栅作同样的振动。     

大攻角下环形压气机叶栅内三维分离流动特性的研究

本文结合七孔气动探针、表面油流及激光片光层流场可视化等实验结果,研究了低马赫数、低雷诺数条件下环形压气机静叶栅内的三维流场,着重研究了大攻角下分离流场的特性,从而对正攻角条件下的流场特点,特别是分离流动的发生、发展及特点有了直观和具体的认识,初步得出了三维分离流态,为创拟压气机内三维复杂流场物理模型提供了有价值的依据。     

基于雷诺应力模型的高精度分离涡模拟方法

基于Speziale-Sarkar-Gatski/Launder-Reece-Rodi(SSG/LRR)-ω雷诺应力模型发展了一类分离涡模拟方法,结合高精度加权紧致非线性格式在典型翼型及三角翼算例中进行了验证,并和传统基于线性涡粘模型的分离涡模拟方法进行了对比.结果表明:基于SSG/LRR-ω模型的分离涡模拟方法,提高了原雷诺应力模型对非定常分离湍流的模拟能力;同时相比于传统基于线性涡粘模型的分离涡模拟方法,尤其是在翼型最大升力迎角和三角翼涡破裂迎角附近,该方法在平均气动力预测的准确度、分离湍流模拟的精细度等方面更加优秀.     

Panel methods for airfoils in turbulent flow

This paper describes how panel methods can be used to calculate the unsteady loading and radiated noise from airfoils in incompressible turbulent flow, while completely accounting for the mean flow distortion of the turbulence in the vicinity of the blade. Formulations based on the velocity and on the stagnation enthalpy are discussed. In three-dimensional flows, care must be taken with the velocity-based formulation to avoid singular behavior associated with vortex stretching by the mean flow. The velocity-based method is implemented in two dimensions to illustrate application of these methods, and is validated against Amiet's theory. Calculations showing the effect of blade thickness and angle of attack on the unsteady loading spectra are given. It is concluded that airfoil angle of attack has only a small effect on the unsteady loading, but that blade thickness reduces the spectral levels at high frequencies.     

折叠翼面展开过程中气动载荷特性数值模拟

针对某飞行器翼面高速展开过程,采用定常和非定常数值模拟两种不同方法,进行折叠翼面展开过程气动载荷分析研究,其中定常方法主要研究翼面从折叠到展开过程中不同展开角下外翼面的气动特性,分析展开角、来流参数对外翼面气动力的影响;非定常方法主要模拟折叠翼面展开角速度变化,从而获得典型工况下翼面展开过程的载荷情况,分析非定常效应对气动载荷的影响.研究发现,当翼面展开速度与来流速度相近时,则非定常效应不可忽略而必须采用非定常模拟方法.      

振荡射流改善翼型气动性能的实验研究

本文针对采用振荡射流控制流动分离改善大攻角下翼型气动特性的问题,在NACA0015翼型上进行了多种工况的风洞实验。结果表明:在失速攻角附近,振荡射流抑制流动分离提高翼型升力系数的作用十分明显,可将翼型失速攻角推迟2°左右。存在最佳的振荡射流频率段、射流动量范围和射流位置,使得翼型性能的改善最大。实验还得到了振荡射流的频率、动量和施加位置等参数对翼型气动性能的影响规律。     

二维气动探针非定常流测量中动态效应的数值研究

本文采用数值方法模拟了一个三孔探头周围与测压孔内的二维可压缩非定常流场,研究了动态效应对探头绕流和测孔压力的影响,以及相应的测量误差。结果显示,当流场高频振荡时（如： ２０００ Ｈｚ）,其有效测量范围内的速度误差为 ２～４％,气流角误差约为 １０％之内。当流动接近失速时,该项误差迅速增大。文中还给出了高频振荡流中测压孔内外非定常与准定常流场分布之间的差异。     

非定常尾迹控制叶栅分离研究

本文采用大涡模拟对某大转角叶栅的非定常分离流动及其在非定常尾迹作用下的分离控制机理进行了数值分析。主要捕捉了两个特征频率:分离泡不稳定频率f_shear和尾缘脱落涡频率f_shed,研究了不同的激励频率、尾迹移动方向、随机脉动等激励特征控制流动分离的效果。结果显示:特定外部频率强化了分离剪切层中的K-H展向涡结构,f_shed能同时影响分离区域和尾涡区域,f_shear只能作用于分离区域;尾迹从吸力面向压力面移动时,分离结构表现出对来流周期性更明显的响应;进口随机脉动对破坏K-H展向涡结构非常有效。     

导弹超声速尾退分离干扰特性试验

超/高超声速尾退分离在防热、保形、隐身、多次投放、回收等方面具有明显优势,有望成为高超声速飞行器载荷投放的优选方案。由此面临一类新的多体分离问题:超/高超声速尾退分离问题（aft super/hypersonic ejection separation,ASES）。超/高超声速尾退分离问题本质上是带空腔底部流动与多体分离构成的耦合问题,具有流场结构复杂、气动非定常非线性非对称效应显著的特点。针对超声速尾退分离问题,采用网格测力和轨迹捕获（captive trajectory system,CTS）风洞试验方法探索了尾退分离干扰流场的结构,发现可根据流场结构和舵效变化分为低速-亚声速无激波、高亚声速-跨声速弱激波、超声速激波和准自由流弱干扰4种典型干扰特征,揭示了尾流场影响后不同区域的全弹气动特性和舵效特性以及控制律、攻角、高度和Mach数对分离位移和姿态的影响规律。相关结论将有助于增强对尾退分离问题的认识,对尾退分离技术的工程实践具有参考价值。      

Unsteady loading on an airfoil of arbitrary thickness

The unsteady loading on an airfoil of arbitrary thickness is evaluated by using the generalized form of Blasius theorem and a conformal mapping that maps the airfoil surface onto a circle. For a blade vortex interaction the results show that the time history of the unsteady loading is determined by the passage of the vortex relative to the leading edge singularity in the circle plane. The singularity lies inside the circle and moves to a smaller radius as the thickness is increased, causing the unsteady loading pulse to be smoothed. The effect of angle of attack is to move the stagnation point relative to the leading edge singularity and this significantly increases the unsteady lift if the vortex passes on the suction side of the airfoil. These characteristics are different for a step upwash gust, which is considered as a simplified model of a large scale turbulent gust. It is shown that the time history of the magnitude of the unsteady loading is almost completely unaltered by angle of attack for the step gust, but it's direction of action rotates forward by an angle equal to the angle of attack, extending an earlier result by Howe for a flat plate in a turbulent flow to airfoils of arbitrary thickness. However spectral analysis of the gust shows that the high frequency blade response is reduced as the thickness of the airfoil is increased.     

强声波作用下煤颗粒周围气体的振荡流动特性

根据二维非稳态层流的质量和动量守恒方程,研究强声波作用下煤颗粒周围气体的振荡流动特性.入射波的振幅远大于颗粒特征长度,声雷诺数小于20.根据通用微分方程的解,详细分析不同声雷诺数与斯特劳哈尔数下,颗粒壁面的流场分布、轴向压力梯度、切向应力及分离角的分布,发现在低频（~50 Hz）时,颗粒壁面轴向压力梯度、切向应力及流动分离角的分布主要受曲率效应影响,其变化规律与振荡速度的幅值变化相对应;在高频时（~5 000 Hz）,颗粒壁面轴向压力梯度、切向应力及流动分离角的分布同时受到曲率效应和流动加速度的影响.为进一步研究强声波强化煤颗粒燃烧提供理论基础.