基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性

利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比.结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低雷诺数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流雷诺数的减小而增加.     

低雷诺数下涡轮转子内部流场的数值模拟研究

采用加入AGS转捩模型的Spalart-Allmaras湍流模型对低雷诺数条件下某涡轮转子内部流场特性进行了数值模拟。分析了雷诺数下降对涡轮内部流场特性的影响,探讨了雷诺数下降对涡轮气动性能的影响特点。计算结果表明,雷诺数下降使涡轮转子叶片吸力面附面层显著增厚,叶片尾缘气流局部分离,并进而严重影响涡轮的气动性能和稳定性。     

尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮叶片附面层特性

利用表面热膜测量上游尾迹周期性扫掠下某超高负荷低压涡轮叶片吸力面附面层的非定常流动特性.通过热膜测得的准壁面剪切力及其统计参数云图分析了尾迹与附面层的相互作用对分离、转捩及再附过程的影响.实验结果表明:对于低雷诺数Re超高负荷产生较大分离泡的情形,尾迹扫掠对涡轮叶片附面层的发展具有显著影响,能够有效地抑制附面层的流动分离.      

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究

数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明:在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流,它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发,从叶根向叶顶发展,并在叶顶聚集.随着雷诺数下降,该附面层径向涡的作用范围不断增大,在叶顶形成大面积分离区,在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前,该分离区产生的通道阻塞起主导作用,成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素.      

来流湍流度对超高负荷低压涡轮附面层流动控制手段的影响

实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术,分析了来流湍流度（FSTI）在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现:在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下,FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度,造成了叶型损失的差异,但FSTI对抑制区的影响较小.      

雷诺数对涡桨飞机增升装置气动特性影响的计算研究

雷诺数是表征流体粘性对流动影响的相似参数,对飞机部件的气动性能具有重要的影响.利用商业软件CFX对某民用涡桨飞机增升装置构型进行变雷诺数计算研究,详细分析雷诺数对升力系数、失速特性以及附面层速度特性的影响.结果表明:雷诺数对最大升力系数和失速迎角都有显著的影响;不同雷诺数下机翼分离形态变化显著,大雷诺数下机翼分离区域较小;不同雷诺数下机翼附面层状态不一致,雷诺数增大使得附面层速度型更饱满,机翼的抗分离能力增强.     

低雷诺数下翼型不同分离流态的大涡模拟

采用高精度大涡模拟方法,对5°来流迎角、马赫数0.4、三个不同雷诺数(55 000、100 000和150 000)的NACA 0025翼型进行仿真,研究低雷诺数条件下翼型的气动特性。通过对比分析3种工况的计算结果,发现翼型绕流存在两种不同的分离流态:Re=55 000和100 000时,翼型上表面出现大尺度的开式分离,形成宽的尾迹区;Re=150 000时,上表面边界层分离后再附到翼型表面,形成时均化的闭式分离泡,尾迹宽度明显减小。无论哪种流态,Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性均对层流分离诱导转捩过程起重要作用,雷诺数的增加导致转捩过程加速,时均化的分离区也从开式变为闭式。     

热膜测试技术在涡轮叶栅边界层测量中的应用

为了更加精确地测量附面层流动状态,并验证表面热膜测试技术的可靠性,利用表面热膜测量了低雷诺数定常来流条件下高负荷涡轮叶栅通道内叶片吸力面附面层的流动状态,并与表面静压实验测得结果进行对比。结果表明,利用表面热膜测得的准壁面剪切力以及相关的统计参数能够准确捕捉到附面层分离泡和转捩的位置,对于高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量是可靠有效的。     

RANS方程和附面层方程耦合求解转捩位置的方法

研究了基于线性稳定性分析的RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程和附面层方程耦合求解转捩位置的方法。RANS方程计算得附面层外边界的速度分布作为附面层方程计算的输入,求解附面层方程得到稳定性分析需要的附面层参数。由于附面层的解在分离点处的奇异性,用交互式附面层方程求解方法。用基于线性稳定性分析的e^N方法计算转捩位置,并考虑了Tollmien-Schliching波和层流附面层分离造成的转捩。迭代求解RANS方程和附面层方程,直到转捩位置收敛。RANS求解中使用转捩过渡区模型,避免了点转捩模型引入的数值扰动。通过对NA-CA0012翼型的计算并和实验结果及Xfoil计算的结果进行比较,吻合较好,有较好的工程实用价值。     

绕翼型低雷诺数流动的数值分析研究

分离泡的产生是绕翼型低雷诺数流动的一个重要特征,分离泡通常都是非定常的,会对整个流场产生极大的影响,由于分离附面层的不稳定性,很快诱发转捩,并产生湍流再附。文中通过求解雷诺平均N-S方程,数值模拟了绕Eppler387翼型的低雷诺数非定常流动,并对两方程SSTk-ω湍流模型,代数B-L模型和层流的计算结果作了比较。N-S方程和两方程湍流模型的控制方程非耦合求解,时间推进均采用近似因子方法(AF);空间离散无粘项采用ROE格式,粘性项用中心差分方法计算;计算非定常流场时,采用伪时间子迭代(τt-s)方法保证二阶时间精度,湍流模型计算时都是在固定点转捩。最后分析了转捩对低雷诺数流动的影响、分离泡的存在引起的流动不稳定性和周期性的脱出涡,数值计算给出的时间平均升力系数、阻力系数和压力分布与实验结果比较吻合。