亚声速进气道设计敏感参数仿真分析

对不同气动布局的两种亚声速进气道建模,并针对两种进气道的敏感参数进行分析。通过对背部双发布局飞机进气道的隔道高度和喉道设计马赫数参数的研究可知,隔道高度增大或者喉道设计马赫数减小,使得进气道出口总压恢复系数增大,增量约0.5%。而对背部单发复杂形状进口(M型进口)布局飞机进气道的喉道形状研究显示,喉道形状越接近进口形状,进气道性能越好,较其他喉道形状进气道,M型喉道进气道出口总压恢复系数最高,最大增量约为1.5%。     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

唇口几何参数对短舱进气道性能影响数值研究

针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势,为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能,开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现,这三个设计参数改变时,均会对进气道性能产生直接的影响,对畸变指数的影响最明显,其中收缩比改变的影响最大,当收缩比每改变0.025,畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动,超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化,而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率;超椭圆长短轴比越大,超椭圆指数越小,收缩比越大,唇口初始压力损失越大,壁面摩擦损失越大,进气道总压恢复系数越低,畸变程度越高。     

带多孔板的APU进气系统气动性能研究

为给一类APU进气系统设计提供参考,利用CFD方法,对带多孔板的双压气机构型的APU进气系统气动性能进行三维数值模拟.对多孔板开孔率为0.479的基准模型按照定配比和定总流量工况进行了研究.结果表明:APU进气系统总压损失包括多孔板附近的节流、掺混损失,喉道段流股碰撞损失,流道转弯到出口段的转弯、附面层损失;总压分布在径向上主要受流道曲率影响,周向上主要受多孔板元孔区影响.同时研究了不同开孔率下该APU进气系统气动性能.研究发现:开孔率增大,总压恢复系数随之增加;小开孔率时系统总压损失和负载端畸变主要受多孔板影响,大开孔率时流道曲率影响成主要因素.建议开孔率在0.4 ～0.6选取.     

复杂变截面进气道的一种设计方法

提出了一种基于曲率控制的截面形状生成与过渡技术,可实现进气道任意进口截面形状向出口圆截面的过渡,以此为基础编制了进气道设计程序,能快速且可视地完成各种具有复杂进口截面形状、复杂弯曲形式的进气道设计,并可对进气道通道的各种特征参数进行监控,为下一步复杂变截面进气道的参数化研究奠定了基础.作为初步应用,还完成了多种进口形式的进气道型面设计,并以类X-47狭缝式进气道为例进行了详细介绍.      

轴流压气机超音叶片新设计技术研究

介绍了一种轴流压气机超音叶片新设计技术 ,即叶型中弧线用任意多段圆弧生成 ,前缘用椭圆弧连接。该方法可以灵活控制叶型中弧线的曲率分布 ,有效控制扩散因子 ,提高气流抗分离的能力。椭圆形的前缘可减弱超音气流在前缘进口区的加速程度 ,降低进口弓形波的强度 ;叶型入口段理想的曲率分布可以合理组织进口激波结构和位置 ,大幅降低激波损失。用该方法改进设计的两套超音叶片叶型的计算结果表明本方法具有良好的工程应用价值     

扩压式双S隐身进气道设计和流场分析

采用扩压式双S隐身进气道能够提高飞行器的隐身特性和综合性能。针对保形短程、高隐身、大偏距的亚音速隐身无人机进气道,以保形入口、中间控制面和出口截面为约束并结合多项式对中心线和面积、截面形状进行控制,实现对保形进口截面形状和弯曲形式复杂的双S隐身进气道的快速设计;在此基础上,研究中心线曲率、面积分布和中间截面形状等参数对进气道性能的影响。结果表明:双S进气道流场特性复杂,第二S弯处顶部的分离和空间二次涡引发的流场畸变的综合控制是设计的重点,通过截面参数约束并结合多项式能够对双S进气道内的流场品质进行控制;在中心线曲率、扩张角和多项式参数等配制上应该朝利于第二S弯流场稳定的方向靠近。     

一种超声速进气道侧壁面流场控制研究

为改善二元超声速进气道前体激波与侧壁面边界层干扰问题,提出了一种在侧壁开泄流气缝的流场控制方法并进行了数值仿真验证,然后研究了侧壁面开缝的宽度、位置、角度等典型几何参数对进气道性能的影响规律。结果表明:设计马赫数下侧壁开缝使进气道唇口角区处的溢流明显减小,进气道内通道进口流场得到改善,进气道流量系数提高2.27%,喉道截面总压恢复系数提高3.37%;在非设计状态下,进气道性能也有一定的改善。典型几何参数研究结果表明,当侧壁开缝位置位于前体斜激波位置(L=-1.4～-0.21)、开缝宽度为0.85～1.10倍当地边界层厚度时,对进气道性能的改善效果最佳,而开缝的角度影响并不明显。     

高超声速进气道快速破膜开启的流动特性

进气道处于起动状态是保证超燃冲压发动机正常工作的前提,进气道帽罩快速开启时的非定常效应可以有效提高进气道的起动能力。采用非定常数值计算深入研究了唇口帽罩不同安装位置开启时的非定常效应对进气道起动过程的影响,分析了不同帽罩安装位置开启时进气道流场的演化过程,并揭示了喉道分离泡的形成机理。研究结果表明,当帽罩上游不存在分离泡时,破膜非定常激波在压缩面反射,与上游复杂波系作用形成沿壁面的低速流,在唇口激波作用下在喉道形成分离泡。帽罩安装靠近唇口可通过缩短激波/边界层作用距离减小低速流动区范围,进气道临界起动内压比随之增大;而当帽罩上游出现大分离泡时,分离泡会先演变为低速流,之后在唇口激波作用下重新聚集形成大尺度分离,进气道临界起动内压比显著降低。     

尾缘厚度对低压涡轮气动性能影响的数值模拟

采用数值模拟的方法研究了尾缘厚度对Pak-B低压涡轮气动性能的影响.目的是通过增加尾缘厚度来控制边界层分离,降低损失,揭示增加尾缘厚度的流动控制机理.研究发现:适当增加尾缘厚度能减小低压涡轮损失,增大折转角.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,适当增加尾缘厚度能使基于进口速度的能量损失系数降低10.4%,折转角增加1.73%.适当增加尾缘厚度和栅距同样可以使基于进口速度的能量损失系数减小,折转角增大.在雷诺数为25000,来流湍流度为1%时,尾缘厚度增加到4%s,栅距增加了2.2%,可以使基于进口速度的能量损失系数减小7.4%,折转角增加1.25%.通过增加尾缘厚度可以发展低稠度高负荷低压涡轮叶栅.      

基于曲率分布控制的叶型前缘设计方法

为了实现对压气机叶片的优化,提出了一种基于曲率分布控制的前缘造型方法,实现了对叶型前缘曲率的直接、精确控制。将该造型方法应用于某工业级压气机的可控扩散叶型（CDA）上,通过数值仿真方法计算了叶型在设计来流马赫数下的全攻角工况性能。结果显示增加前缘曲率能有效拓宽许用攻角范围,减小尖峰扩散因子,在相同攻角下能削弱前缘吸力峰,抑制甚至消除前缘分离泡,避免提前转捩的发生。同时,调整曲率分布使其在靠近前缘点处尽可能"饱满"、减缓曲率下降速度,也有同样的效果。理论分析发现前缘曲率通过调整静压分布影响边界层发展起始流态,从而影响叶型性能。设计前缘几何形状时需要确保曲率连续性,调整曲率分布以减小前缘吸力峰的强度,避免分离诱导转捩的出现。     

小叶片弦长对跨声轴流风扇气动性能的影响

针对某型跨声轴流风扇大小叶片转子,通过优化去除小叶片中弧线形状的影响,对比分析了最高效率点工况下小叶片弦长对转子气动性能的影响.发现小叶片前缘膨胀波可以调整大叶片壁面附面层逆压力梯度段的长度和逆压梯度的强度.正确选择小叶片前缘位置可以降低附面层损失,抑制大叶片后部分离,合理分配气动负荷.      

转子叶片表面非定常气动力的构成及叠加分析

数值模拟了一个带有导叶的单级低速压气机中转子叶片表面的非定常气动力.通过研究转子叶片根部、尖部前缘和尾缘局部位置的非定常气动力,阐明了由尾迹和势扰动两种非定常性诱发的气动力在转子叶片表面的叠加特性.结果表明,上游尾迹的影响波及整个转子叶片弦长范围,而下游静子叶片势扰动仅影响转子叶片尾缘附近的脉动压力,改变上、下游叶片的时序位置,当整个转子叶片表面脉动压力的幅值比最大值减小19.4%时,其叶尖前缘脉动压力的幅值仅比最大值减小9.4%.      

一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道特性

为探究锯齿状唇口对进气道气动特性的影响,完成了一种常规唇口轴对称进气道设计后,在保持其他基本构型参数和几何特征不变的基础上,通过对其唇口进行剪切构造出锯齿状切口,得到了一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道,采用标准k -ε湍流模型对比分析了该进气道与原始型面进气道的气动特性。结果表明:锯齿状唇口进气道通过唇口溢流牺牲流量系数获得较低的自起动马赫数,并提高了总压恢复系数,同时也使喉道马赫数有所增大;设计状态及高来流马赫数条件下,内通道壁面存在分离包横向迁移现象,流动分离情况较原始进气道有所改善。     

非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究

通过理论分析和风洞实验,对工作在前体附面层内的侧压式进气道,研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法,分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中,波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现,采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面,在４种非均匀来流下的特性较好。马赫５．３的非均匀流风洞实验结果表明,等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道,在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好,总压恢复略高     

高负荷跨声速涡轮激波损失机理及控制技术研究

为了指导高性能、高负荷跨声速涡轮的设计,对其叶栅内的流场结构、尾缘波系结构、减小激波损失的机理及其控制技术进行了分析研究。结果表明:跨声速涡轮尾缘流场结构复杂,存在分离膨胀波、分离激波、基底区、再附激波、尾迹、吸力面反射波甚至激波边界层相互干扰等流动现象。通过采用收缩-扩张通道,喉道后采用直线型吸力面,减小吸力面尾缘弯折角、尾缘厚度和尾缘附近局部修型等措施,从而减弱激波强度,减小激波损失。     

叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响

采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.      

褶皱位置对蜻蜓滑翔翼气动性能的影响

改变昆虫翅膀的褶皱结构可以优化翼型的气动性能,有利于微型飞行器的气动设计。以蜻蜓翼作为参考,采用计算流体力学（CFD）的方法计算了攻角范围为0°~20°,雷诺数范围为700~2300时褶皱位于前缘、尾缘和中部位置时三种翼型的滑翔气动性能。结果表明:在不同攻角和雷诺数下,褶皱位于尾缘的翼型具有最大的升力系数和升阻比,滑翔气动性能最优;当雷诺数为1500,攻角为10°时,褶皱位于尾缘的翼型时均升力系数分别比位于前缘和中部的翼型提高了58%和82%,升阻比分别提高了49%和33%;这是由于尾缘褶皱中的涡起到了延缓前缘涡脱落的作用,使前缘涡更为集中,更贴近壁面。