7孔复合探针在平面叶栅流场测量中的应用

结合流场校测和压气机叶栅试验测试方法的研究工作,应用算术平均、质量平均和掺混均匀法3种数据处理方法,获得了叶栅流场数据,并对数据进行了对比和误差分析,探索了复合探针在叶栅流场测量中的应用范围及条件.试验结果表明:复合探针在跨声速、俯仰角为-15°～15°范围内具有良好的气动特性,3种数据处理方法均可用于平面叶栅流场测量.通过流场校测和叶栅试验,验证了复合探针在流场测量中具有准确性、稳定性和可靠性的特点,其数据处理方法为叶栅流场提供了基础性的测量手段.     

高负荷跨音涡轮导向器环形叶栅试验研究

对一个高负荷跨音速涡轮导向器进行了环形叶栅吹风试验 ,对其根、中截面进行了平面叶栅吹风试验。本文对试验的损失特性、出气角特性、速度特性、叶型表面速度分布特性等作了对比分析。认为导向器环形叶栅试验结果与平面叶栅试验结果有可比性 ,其叶中截面相当一致 ,根、尖截面则由于导向器流动的复杂性而与平面叶栅试验结果有较大差异     

PIV技术在涡轮叶栅内流场试验中的应用

对三种高环流系数叶片叶型和五种相对节距的涡轮叶栅进行内流场试验研究，在研究中采用粒子成像测试技术(PIV)，获得叶栅内S1m流面的全流场流动信息，并采用拓扑图论原理经计算机进行图像处理，获得S1m流面的速度矢量场和旋度场。对所获得的叶栅内流场分析表明，随着涡轮环流系数的增加，液体流经叶栅的能量损失增大；随着叶栅相对节距的增大，叶栅内脱流区增大、漩涡区的旋度值随之增大。该研究结果将给涡轮叶型的设计提供有价值的参考。     

侧壁附面层对涡轮平面叶栅试验结果的影响

用VKI- 1叶型组成的涡轮平面叶栅分别在德国哥廷根的EGG平面叶栅风洞和我所的超、跨声速平面叶栅风洞上进行了试验研究。录取了叶片表面压力分布、叶栅尾迹测量数据等。此外用皮托管测量了叶栅进口的总压分布及附面层厚度。作者阐述了侧壁附面层特别是附面层的位移厚度对涡轮平面叶栅流场的影响 ,并给出了相应的修正系数。这两个风洞的试验结果与其它欧洲叶栅风洞的试验结果作了比较。     

超跨声涡轮扇形叶栅试验流场周期性设计

在叶片数较少的超跨声涡轮扇形叶栅试验中,由于出口导流板角度、长度等因素造成的激波反射和堵塞作用,不能真实模拟发动机叶片工作时的出口条件,叶栅通道流场无周期性,试验结果无法反应叶片的真实工作状态。针对此类问题,对超跨声涡轮扇形叶栅试验进行了数值模拟分析,并提出了解决方案。通过对超跨声涡轮扇形叶栅试验件出口导流板进行优化,改善了超跨声涡轮扇形叶栅试验的流场周期性,进一步提高了超跨声涡轮扇形叶栅试验的准确性。     

改进后的平面叶栅试验数据处理程序

叙述了一种改进了的平面叶栅风洞试验数据处理程序，该程序适用于亚音速，跨音速和超音速叶栅试验的数据处理，已成功地应用于SB301叶栅试验，使数据处理系统更加完善。     

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明：起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。     

具有自由流线边界二元叶栅的通用解法

本文提出一种满足自由流线边界条件二元叶栅的新解法——两个相关流场交叉迭代的计算方法,统一地论述了普通叶栅的上下游区、分流叶片叶栅和串列叶栅的二元亚音速流场计算问题,计算程序可以通用于这三种情况。 在分流叶片叶栅和串列叶栅的计算中提出了一种流场最小干扰的物理条件,从而可以计算出由分流叶片或分流面所形成的两个叶道之间的流量分配比。 介绍了数值计算结果,并与试验数据作了比较,这些计算与比较初步验证了本文方法,以及所建议的计算流量分配比物理条件的合理性,并对分流叶片叶轮的气动设计提出了一些有益的设想。     

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。     

跨、超声速吸附式压气机平面叶栅试验

对跨、超声速吸附式压气机平面叶栅进行了试验研究,试验针对若干抽气位置、抽气量和流动条件不同的叶栅工作状态进行,结果表明:一般在通道激波后、附面层分离前抽气对控制叶片附面层在逆压力梯度区的发展、抑制分离、降低叶栅损失、升叶栅气动性能有较明显的效果;在跨声速叶栅中,抽气量大于某个时抽气才能起到减小损失、改善性能的作用.      

变工况下非轴对称端壁环形叶栅流场特性实验

通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的环形叶栅在设计工况和非设计工况下的流场参数进行了测量与分析.结果表明:不同进出口条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响呈现出一些新特点.由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着出口马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着出口马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着出口马赫数的降低而减小.      

三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用

在 FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在 FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于 RANS 的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。     

非轴对称端壁叶栅内部流场特性的实验

摘要：通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的叶栅流道在设计工况和变工况下的流场参数进行了测量。实验结果表明：不同来流条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响也呈现出一些新特点。由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着马赫数的降低而减小。     

不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究

为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以西工大高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,实验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅实验件后来流马赫数、来流攻角、叶片数对叶栅流场准确性、均匀性以及周期性的影响。研究结果表明：空风洞内主流区域宽广且基本均匀,马赫数偏差不超过0.005,气流角偏差不超过；加装叶栅实验件后的周向流场分布表现出不对称,靠近可移动上侧壁的三个通道的来流均匀性和准确性普遍较差,叶栅中间和偏向可移动下侧壁的通道来流均匀性和准确性较好；来流攻角对叶栅进口流场品质的影响比马赫数更大,在负攻角和较小的正攻角下,叶栅进口流场品质较好；在较大的正攻角下,叶栅来流均匀性和准确性明显下降；叶栅进口流场品质直接影响着叶栅通道内以及出口流场的周期性。     

光学压力敏感涂料测量技术及其在内流场应用

本文介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果。在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上，对高亚音速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量，并采用传统电子静压扫描装置在高亚音速叶栅风洞中进行了同步测量。光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量，其精度达到了工程应用水平。     

吸附式压气机平面叶栅数值模拟研究

本文对采用吸附式压气机概念设计的一套超声速平面叶栅采用粘性全三维数值模拟方法进行了研究。数值模拟再现了吹风试验中发现的一些现象．并进一步研究了抽吸位置、抽吸气流量对叶栅性能的影响。     

超声速/高超声速风洞试验段结构形式对流场性能的影响研究

通过求解轴对称 N-S 方程,对Φ1 m 高超声速风洞马赫数3和6状态下的流场进行了模拟,计算结果与试验数据基本一致,验证了所用数值方法的可信性。在此基础上,对比研究了马赫数3和6状态下采用闭口等直圆截面和开口自由射流两种试验段结构形式的超声速/高超声速风洞在起动条件下的稳态流场性能。结果表明：采用闭口等直圆截面试验段和开口自由射流试验段的流场均匀区内速度场性能指标均满足相关标准要求;马赫数3喷管采用闭口试验段时,沿风洞轴向-300mm-900mm 截面范围内的流场均匀区直径均保持在Φ882mm 以上,均匀区面积较开口试验段增加了约31.57%;马赫数6喷管采用闭口试验段时,均匀区面积比开口试验段仅增加了约8.24%,流场品质略为提高。超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加明显;但在高超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加比较有限。     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

冲角对正弯曲叶片扩压叶栅气动性能的影响

为了研究冲角对正弯曲叶片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,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。