高负荷吸附式压气机叶栅开槽方案实验研究

在低速条件下对三种吸气槽方案的高负荷吸附式压气机叶栅进行了详细的实验研究.通过墨迹流场显示法对叶栅壁面流场进行了测量,利用五孔气动探针对叶栅出口截面进行了扫掠,并对不同叶高的型面静压进行了采集,详细分析了全叶高吸气方式和两种局部吸气方式对叶栅流场结构和负荷能力的影响.结果表明,采用吸力面两端吸气对抑制角区分离流动、减弱通道涡强度和尺度、提高叶栅内流动性能的效果要优于其它两种方式,积聚在角区的低能流体由于较大的吸气量而被大量吸除是性能改善的关键.     

不同冲角下有叶顶间隙的涡轮叶栅拓扑与旋涡结构

对具有叶顶间隙的直叶栅和正、反弯三套涡轮叶栅进行了实验测量,研究在较大间隙(0.036)下,气流冲角和叶片弯曲对叶顶泄漏流动的影响.根据壁面流动的墨迹显示,应用拓扑学原理,分析了叶片表面和上、下端壁的拓扑结构,指出当气流冲角由0°增至20°时,与零冲角下的同类叶栅相比较,鞍点的位置均移向上游,分离区的范围在沿流向和垂直流向的方向上扩大,上、下通道涡分离线向叶展中部爬升.在冲角为零以及20°的情况下,叶片正弯均消除了上通道涡,这一方面减少了壁面流场中奇点和分离线的数量,较大地降低了上通道涡与泄漏涡的相互作用损失,另一方面强化了端壁横流对泄漏流动的封堵作用,有利于降低相对漏气量.     

控制机翼附面层分离的涡流发生器实验研究

本文在微型涡流发生器控制超临界翼型附面层分离实验研究的基础上,在低速风洞中研究了微型涡流发生器弦向位置和安装偏角对超临界机翼附面层分离控制效果的影响。研究结果表明,微型梯形涡流发生器对超临界机翼附面层分离的控制主要起减阻作用;其弦向最佳位置在分离线前约4倍涡流发生器高度之间;最佳安装角为35°。     

流向涡与涡轮叶栅二次流相互作用研究

研究有效的流动控制手段,降低涡轮内部二次损失,对于小展弦比涡轮的气动设计具有重要意义.利用涡发生器在叶栅入口前产生流向涡,通过试验和数值方法探讨这种基于旋涡相互作用的流动控制方法对涡轮平面叶栅二次流动的作用效果,并对不同流向涡情况做对比分析.结果表明:流向涡对涡轮叶栅内部流动会产生较为显著的影响,从而影响叶栅的性能,当所产生流向涡强度和位置较为合理时,有可能通过流向涡与二次流的相互作用达到较大幅度降低二次流损失的目的.     

亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验

为了对比某压气机原始叶型及其改型后的短弦叶型的气动性能,基于某高亚声速叶栅风洞对原型和改型叶型开展了平面叶栅吹风试验。试验前对不带叶栅和带叶栅试验件下试验段进口均匀性和出口周期性进行检查,确定满足试验要求的测量通道。通过吹风试验测量并分析原型叶栅和改型叶栅的出口总压、出口气流角以及叶片表面等熵马赫数分布。结果表明:相对于原始叶型,弦长缩短后叶型吸力面型线曲率变化增大,峰值马赫数后的气流逆压梯度较大,因此附面层内的气流分离损失更大;设计马赫数0.6时,短弦叶栅的低损失攻角范围比原型叶栅减小了约3°,改型叶栅和原型叶栅均表现出较好的负攻角特性;设计攻角下（i=0°）,进口马赫数从0.4增大至0.7时,两套叶栅出口尾迹的深度逐渐增大,但尾迹宽度基本不变;达到或者超过临界马赫数0.8之后,原型和改型叶栅的尾迹宽度和深度均显著增大。     

环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上,采用施加声激励的实验手段,系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理,证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小,从而降低总压损失,达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发,探索了影响激励效果的途径。     

超声速压气机叶栅中激波、边界层相互作用的基本现象及被动式控制的研究

高级压比轴流压气机叶栅中激波、边界层相互作用会引起激波振荡并增加流动损失。本实验在超声速压气机叶栅风洞中研究激波、边界层相互作用现象并用激波、边界层相互作用的被动式控制方法寻求减弱激波振荡、减小流动损失的途径。被动式控制是用带有空腔的多孔表面部分地取代叶片吸力面的固体表面，并使该多孔表面恰好位于激波位置的下方。本文给出了有无被动控制时叶栅通道的纹影照相、高速照相、激波强度及叶栅损失，并对它们加以比较。结果表明，激波由无孔叶片时的单一波变成有孔叶片时的入波，激波强度变弱，激波振幅减小，叶栅等摘效率得以提高。     

冲角变化对涡轮静叶栅流场的影响

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究.实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性.     

中弧线角度分布对跨音叶栅特性影响研究

中弧线角度分布形式对压气机叶片表面等熵马赫数分布具有重要的影响。为了对比不同压气机叶型的流动特征，采用数值模拟和平面叶栅试验相结合，对两种中弧线角度分布形式的跨音叶型在不同来流工况下的气动特性展开了详细研究。结果表明：在设计点，前加载配合均匀加载的中弧线角度分布叶型能够消除叶片吸力面的局部超音区，与前加载的中弧线角度分布叶型相比，叶片表面等熵马赫数分布更加饱满。其次，前加载配合均匀加载叶型能够推迟叶片吸力面的涡层失稳，减弱了吸力面分离涡与端壁分离涡的耦合作用，进而改善了端区的流动状况，截面平均总压损失系数降低了8.2%。最后，对非设计工况下两种中弧线角度分布的气动特性进行了分析，随着来流马赫数的降低，两种中弧线角度分布叶型的损失差异逐渐减小，均具有较优的气动性能。来流速度对叶片表面等熵马赫数、损失分布和分离面形状特征影响较小，仅影响叶片表面等熵马赫数和损失数值大小。     

端壁抽吸槽道布置对边界层抽吸压气机平面叶栅性能的影响

在压气机静叶叶栅端壁适当位置进行边界层抽吸,可以控制平面叶栅内的流动分离,提高平面叶栅的气动负荷。为考察抽吸槽道不同布置方案对平面叶栅气动性能的影响,在哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心的跨声速风洞上,对不同抽吸槽道布置方案的压气机平面叶栅进行了吹风实验与数值模拟。结果表明:端壁边界层抽吸可以有效降低平面叶栅的总压损失,其效果与抽吸槽道布置的数量有关。     

低雷诺数下Mini-TED对翼型流动分离特性的影响PIV实验研究

介绍了安装有后移式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的NACA23012翼型流场结构的低雷诺数风洞实验结果。实验采用PIV技术采集了不同迎角时翼型周围的速度分布,测量了后缘附近 Mini-TED周围的详细涡旋结构,并与NACA23012原型翼型周围流场进行比较分析,以研究该 Mini-TED对翼面流动分离特性造成的影响,本实验以弦长为特征量的雷诺数为Re≈1.3×105。实验结果显示,Mini-TED对上翼面的流动分离有明显的抑制作用,尤其在较大迎角时更为有效,并且上翼面流速均高于对应迎角时原型翼型的翼面速度;下翼面流动在Mini-TED前方形成局部的低速区,造成静压升高,同时 Mini-TED 上方观察到对涡结构,形成低压区,二者共同作用的结果将导致后缘产生附加升力,增加翼型的低头力矩。上下翼面间的速度差比原型翼型有所增加,使翼型获得更高的升力。     

机翼上表面喷流偏转被动控制实验研究

通过静态推力实验，研究了襟翼形状对机翼上表面喷流偏转的影响。在此基础上，通过涡流发生器对喷流偏转进行被动控制，研究了涡流发生器安装位置、安装角和涡流发生器高度对喷流偏转性能的影响。结果表明:喷流偏角在襟翼偏角为30°时达到最大值，并随襟翼半径增大而增大；使用涡流发生器有助于促进喷流附着、增大喷流偏角；安装角和涡流发生器高度是影响喷流偏转性能的关键参数。     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

并列双圆柱尾流切向喷射控制研究

采用PIV实验研究雷诺数为4000、中心距比为1.1的绕并列双圆柱流动施加切向喷射的尾涡控制特性。发现尾涡流场呈现双稳态偏流流型，偏向间隙流的存在将导致圆柱附近时均尾流场沿圆柱中心轴线不对称。分析圆柱尾流涡旋的分布情况和升力频谱，发现可以根据喷射角度θ及射流动量系数C_μ的大小将切向喷射尾流的控制效果分为无效区（θ≤20°或C_μ < 0.135）、非完全控制区（θ > 20°且C_μ > 0.135）和完全控制区（θ > 35°且C_μ > 0.304）。在非完全控制区，切向喷射诱导的射流势流区将并列双圆柱宽尾流抑制为窄尾流，涡系分布范围控制收缩在近尾流的一个三角形区域内。随着喷射角的增大或是射流动量系数的增大，圆柱所受升力的频谱峰值逐渐降低。在完全控制区，并列双圆柱尾流完全被消除，从时均场上看已无明显的涡旋存在，此时控制效果最优。     

微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究

在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制。根据超临界翼型边界层分离特性，提出了涡流发生器的流动机理。研究了梯形涡流发生器不同高度和弦向位置对边界层分离控制效果的影响。研究表明，微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制主要起减阻作用；适宜采用微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离进行控制，其最佳位置应在分离线前2～5日涡流发生器高度之间。     

径向导叶内流动分离特性的试验研究和控制

采用接触式探针和粒子图象测速技术(PIV)对导叶式离心泵径向导叶内流场的流动特性进行了研究。基于圆柱形微型三孔探针测试结果对5种流量下导叶的压力恢复能力进行了评估,测孔位置覆盖了导叶进出口截面和主线截面。压力恢复系数的理论值和试验值表明当流量大于导叶设计流量时导叶内产生了较大的静压损失。2C/2D PIV 可视化试验的研究结果表明大流量下导叶叶片压力面发生了流动分离。设计了不同参数组合的涡流发生器来对流动分离现象进行控制,试验研究了6种方案对模型泵大流量工况下性能的影响,获得一组最佳方案,并分析了采用该方案后导叶内的流动特性。     

阵风发生装置流场测量与分析

以小型阵风发生装置为研究对象,采用二维热线风速仪,测量了不同工况下的阵风装置流场参数,给出了二维热线仪测量方案和在线角度修正方法,以及阵风幅值和波形稳定性计算方法。结果表明:采用风洞在线角度修正,可以提高二维热线的犢向测量精度和测试效率;采用波形相位分析方法,可以满足阵风发生器产生的周期性波形的幅值和流场脉动量分析;阵风幅值与4~15Hz 的叶栅摆动频率、8°~30°的叶栅摆动角度、50~100mm 的叶栅弦长成正比关系;阵风波形的不稳定性(等相位速度脉动量)与叶栅摆动角度、来流速度有一定的线性关系,在本试验范围内随叶栅摆动角度、来流速度的增加而增加,同时,适当的叶栅摆动频率可以降低叶栅的波形不稳定性。研究结论对阵风发生装置研制及其流场测量具有一定的参考意义。     

共轴刚性旋翼桨毂中间轴涡流发生器设计与减阻研究

为最大程度地降低共轴刚性旋翼桨毂的气动阻力，在其减阻设计方案中间轴处加装翼型截面的涡流分割器。首先设计了不同展长、弦长、安装位置和数量的涡流发生器加装方案，之后采用求解N-S方程的方法计算和分析了加装涡流发生器之后的桨毂阻力特性、表面压力和空间流动情况等。结果表明加装涡流发生器能使桨毂减阻方案的阻力降低约5%，弦长增大、涡流发生器位置向下桨毂方向移动有利于进一步降低阻力。研究结果可为涡流发生器的应用和桨毂减阻设计提供一定的参考。     

低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构实验研究

通过水洞流动显示实验对低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构进行了研究,特别是前缘剖面对50°三角翼绕流涡结构的影响及存在双涡结构时模型的最大后掠角.实验表明,双涡结构对染色液的注入位置很敏感,且这一双涡结构现象在64°三角翼绕流中仍可观测到;此外,前缘剖面形状严重影响涡破裂位置及涡核的空间分布.与迎风面倒角前缘相比,背风面倒角的三角翼易于产生双涡结构、可以推迟涡破裂并使涡核靠近模型上表面,进而有利于提高三角翼的气动特性.     

三翼面流态控制水洞试验研究

在水洞中研究了三翼面流动分离和三翼面布局飞机大迎角的流动机理.以三角翼为基础,近距耦合鸭式布局作为基本研究平台,引入机身边条并进行优化选型,采用空间流态显示与测力技术,研究这种三翼面流动的各种现象,并探讨了此布局对机翼流动的控制机理.研究表明:此布局使集中涡的生成迎角、涡核迎角、涡核后掠角、涡核破裂位置等旋涡特征参数明显改善.三翼面布局对机翼流动的控制机理可归纳为对流动产生的"加速"、"抑制"和"排挤"效应.