鱼鳞纹叶栅试验研究

鱼鳞纹叶栅临界马赫数比原型提高了９．５％,减少了４６．９％,比直纹叶栅也减少了１０．７％。最大二元静压比比原型高２．７％,比直纹叶栅高１．１７％。在原型叶栅不能达到的Ｍａ１＝０．８处,两种花纹叶栅均未堵塞。     

稠度对弯叶片压气机叶栅特性的影响

对压气机叶栅中采用弯曲叶片后,叶栅气动特性与叶栅稠度的关系进行了实验研究。结果表明,随叶栅稠度的增加,叶栅损失在大部分冲角下呈增高的趋势。在正弯曲叶栅中,对应最小损失的冲角出现在正冲角下;在反弯曲叶栅中,对应最小损失的冲角为负冲角。为了降低损失,正弯曲叶栅的稠度应低于直叶栅,而反弯曲叶栅在与直叶栅相当的稠度下,具有良好的冲角特性且叶栅损失降低。     

用端壁造型减小涡轮叶栅二次流损失的数值研究

分别对常规叶栅、下端壁上凸和下端壁下凹叶栅的流场进行了详尽的数值模拟,通过将下端壁上凸和下端壁下凹叶栅中的通道涡的发生、发展过程与常规叶栅进行对比分析,对非轴对称端壁造型减小涡轮叶栅二次流损失的机理进行了初步的探讨。结果表明:下端壁上凸叶栅出口处的总压损失比常规叶栅下降了4.2%,下端壁下凹叶栅出口处的总压损失比常规叶栅增加了11.9%;在下端壁上凸叶栅中,下通道涡的形成比常规叶栅和下端壁下凹叶栅滞后,失去了充分发展的"机会"。这是非轴对称端壁造型能够减小涡轮叶栅二次流损失的根本原因。     

非光滑叶片对叶栅出口损失分布影响的实验研究

在低速平面叶栅风洞中对光滑叶片叶栅及3 种非光滑叶片叶栅进行了实验研究,主要是研究非光滑叶片对叶栅出口损失分布特性的影响。实验结果表明,采用非光滑叶片改变了叶栅出口损失的分布,减少了叶栅出口能量损失。      

平面叶栅尾流板开孔率对跨声速涡轮叶栅流道影响的数值分析

跨声速平面叶栅风洞中通常通过尾流板来改善平面叶栅周期性,针对尾流板的设计需求,利用数值模拟的方法,研究了尾流板在15%、30%、50%开孔率下对实验叶栅的影响。数值分析结果表明:叶栅尾缘激波在自由边界上反射后,返回到叶栅通道中,破坏了叶栅通道的周期性;开槽尾流板减少了反射波对叶栅通道的影响,减弱叶栅尾缘激波的反射波强度,在某特定情况下能使反射波变成膨胀波,从而提高了叶栅通道周期性;尾流板开孔率为15%时能极大地改善平面叶栅通道的周期性,相对于开孔率为50%时叶栅的周期性误差降低约16.43%。      

大弯角串列叶型优化设计与数值分析

以50°弯角多圆弧单列叶栅和串列叶栅为研究对象,应用数值模拟手段对所设计的两类叶栅进行数值分析,获取了其不同来流马赫数条件下的性能和流动细节。应用NSGAⅡ遗传算法结合BP神经网络技术,对串列叶栅的五个关键几何参数进行优化设计,验证了优化方法的可行性。研究结果表明:在全攻角范围内,串列叶栅的静压比都高于单列叶栅,负攻角范围内,串列叶栅损失低于单列叶栅;经过优化,串列叶栅在大负攻角下的性能略有降低,同时改善了正攻角性能,在4°攻角、0.8马赫数时静压比提升4.3%,总压损失系数降低42%;优化后串列叶栅在全工况范围内性能都要优于单列叶栅,并且串列叶栅最大压比点和最小损失点攻角均向右漂移2°。     

高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验

基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求,对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究,通过详细分析两型叶栅内部流场参数,量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明:串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失,提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅,设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19％,静压比提高了3.1％,基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用,使得后排叶片具有较好的工作性能.     

不同周向位置端壁翼刀对压气机叶栅损失影响的实验研究

在低速大尺寸叶栅风洞上通过详细测量叶栅流场,研究了叶栅端壁上不同周向位置处加装端壁翼刀对压气机叶栅损失和二次流的影响。实验结果表明,合理选择翼刀安装位置,可有效地控制压气机叶栅的二次流,降低叶栅的总损失。进一步对实验方案中叶栅总损失最小的翼刀位置的叶栅内流场进行了测量,分析了安装翼刀后流场内涡系结构的变化,探讨了翼刀涡的形成和发展变化。      

大转角反弯叶栅气膜冷却实验研究

对大转折角气冷涡轮直、反弯叶栅出口流场进行了不同位置10排孔喷气及多排孔喷气等26套冷却方案测量。结果表明,无冷气喷射时反弯叶栅内损失高于直叶栅;压力面、吸力面近尾缘处喷气可降低叶栅损失;反弯叶栅前部多排孔气膜冷却的损失增加值要低于直叶栅,后部多排孔喷气则可降低叶栅损失。      

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

采用试验与数值模拟相结合的方法,研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时,使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明:数值模拟结果与试验结果吻合较好;尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损,削弱叶栅尾缘处的内边缘激波,叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小;尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布有影响,但对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。     

采用弯叶片的不同折转角压气机叶栅流场气动性能

实验研究了叶片弯曲对不同叶型折转角环形扩压叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失和二次流速度矢量分布,并给出了壁面静压分布及壁面墨迹流动显示结果。研究结果表明,叶型折转角越大损失分布的对称性越差,根部损失增加明显;弯曲角度和叶型折转角的增大将使得正弯叶栅吸力面反“C”型静压分布加剧,60°叶型折转角叶栅中径处负荷随叶片弯曲角度变化的敏感性强,大弯角时气流易分离,导致总损失激增;综合来说,对比直叶栅,正弯15°叶栅在各种叶型折转角正弯叶栅中减小损失效果最好。     

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强     

斜激波极值规律的边界层影响

采用边界层理论与斜激波/膨胀波精确算法，建立一种结合Eckert参考温度法和Illingworth-Stewartson变换法优势的边界层权重算法，用于研究超声速黏性楔面边界层位移厚度对斜激波极值规律的影响。分别应用层流Navier-Stokes方程和湍流Navier-Stokes方程的CFD解算器对边界层新模型进行了算例精度评估。在来流马赫数为1.2~2.4和楔面角为3°~20°的范围内，压强比的相对误差小于0.1%。计入层流与湍流边界层影响的理论模型研究表明，边界层影响使得最优马赫数增加；对于层流边界层，最优马赫数增量约为0.001 5~0.003 3；对于湍流边界层，最优马赫数增量约为0.002 8~0.006 1。     

压气机静子双圆弧倒置串列叶栅流动性能的试验研究

本文对三种不同弦长比和弯度比的压气机静子双圆弧倒置串到叶栅,改变其轴向距离和周向偏距等参数,组合成21种不同几何参数的串列叶栅。在Ma_1=0.3左右,Re=2.7×10~5下进行了吹风试验,得出其主要流动性能,如气流转角Δβ和气流流动损失系数(?)随气流攻角i的变化关系;并找出其在最佳状态下主要几何参数的工作范围。     

弯度达73°的双圆弧叶栅的试验研究

本文根据一套弯度达73°的双圆弧叶栅的试验结果,分析了该叶栅的临界马赫数、最佳攻角、落后角、叶栅损失及攻角范围、叶型表面压力分布等,并与超临界叶栅的性能作了对比。结果表明:当参数选择恰当、槽道面积分布合理,则双圆弧叶栅在这样大的弯度下,仍能获得较好的气动性能,并基本符合一般双圆弧叶栅性能的规律。      

支板阻力特性实验

实验在超燃冲压发动机直连式试验台进行,燃烧式加热器出口气流马赫数为2.7,总温为1 337 K.利用推力测量系统对不同结构尺寸支板的冷流阻力和热试阻力进行了研究.比较了高度分别为37.5 mm和71 mm,后掠角分别为0°,30°和45°的支板冷流阻力,结果表明支板的冷流阻力随支板高度的增大而增大,随后掠角的增大而减小;实验还在燃烧模态下对不同当量比时支板的阻力进行了对比,结果表明支板的热试阻力比冷流阻力小,且支板的热试阻力随当量比的增加而减小.      

对不同转角扩压叶栅内弯叶片的数值模拟

通过数值模拟,分析了叶片周向弯曲对不同转角的压气机叶栅内分离结构和叶栅损失系数的影响。折转角分别为37,°46°和54°;冲角分别为±5°和±10°,弯角分别为±10,°±20°,±30°。结果表明,在不同折转角下,叶片正弯的表现不同:折转角较小时,正弯增强了吸力面的二次流,叶栅总损失增加;中等折转角时,叶片正弯可以有效遏止角区分离,并改善吸力面分离型态;大折转角时,较小的叶片正弯可以改善流动,但弯角大于20°时,流动重新恶化。反弯使得叶栅内角区分离趋势增加,气动性能明显降低。不同冲角下,弯角对损失影响的变化趋势基本相同,只是正冲角增强了这种趋势,负冲角减弱这种趋势。     

从叶片表面静压分布分析弯曲扩压叶栅的能量损失

对常规直叶片、正弯曲叶片及反弯曲叶片组成的３种平面扩压叶栅的叶片表面静压和出口流场在－５°,０°,５°及１０°四个攻角下进行了测量,并给出了叶片表面静压分布特性及出口流场的能量损失分布特性。本文试图从叶片表面静压分布来分析弯曲扩压叶栅的能量损失机理,探讨不同弯曲叶片在扩压叶栅中应用的变工况性能。     

压气机叶栅中的激波附面层相互作用

压气机叶栅中激波附面层相互作用是十分复杂的问题,由于相互作用引起分离是决定跨音速压气机性能的重要因素之一。然而迄今为止,尚未深入进行过压气机叶栅激波附面层相互作用的研究,发表的文献极少。作者经过计算和分析,说明压气机叶栅流中主要的相互作用形式是叶栅槽道中激波和湍流附面层的相互作用。作者通过分析指出,研究压气机叶栅激波附面层相互作用,不能直接应用Pearcey分离准则。作者并提出了适用于压气机叶栅的分离准则的函数关系为f(M_1,p_1/p_(L.E.),P_(r.E.)/p_2,Re_0)=O。