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为了分析叶片前缘形状对吸力面边界层 3维流动过程的影响,对 1组具有不同前缘形状的叶栅进行试验与数值模拟。 以2维结论为基础,利用数值计算建立了前缘对吸力面边界层的2维影响与3维影响之间的联系。结果表明:对于1个竖直叶栅,
端壁附近的展向截面吸力面边界层早期的发展过程主要保持2维特性,且这一特性能对边界层的3维流动产生直接影响。展向截
面边界层形状因子与边界层展向流动趋势直接相关,在分离泡区域内,形状因子较大,使得边界层展向流动的趋势急剧增加,低能
流体沿展向大幅发展。通过试验考察不同前缘叶型的竖直叶栅出口总压损失和出口气流角的展向分布发现,在2维计算中优秀
的前缘造型或特定的前缘形状均能改善吸力面边界层的3维流动,有效减小整体的总压损失。 相似文献
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为了探索在不同转速下均可有效提高压气机失速裕度的扩稳方法,以跨声速压气机为研究对象,利用缝式机匣处理和叶顶喷气进行耦合设计,并参数化研究了缝数目、缝长、缝宽及喷嘴周向宽度对压气机性能的影响规律,结合非定常数值模拟揭示了耦合型机匣处理的扩稳机理。研究结果表明,在100%、80%、60%转速下,压气机失速裕度分别提高9.31%、8.26%、8.68%,设计点效率分别降低0.77%、0.23%、0.41%。缝数目、缝长、缝宽是影响压气机失速裕度及效率的显著因素,而喷嘴周向宽度对压气机失速裕度及效率的影响较小。耦合型机匣处理内形成了抽吸、喷气的耦合流动循环,耦合强度的增加有利于压气机失速裕度的提高,但会降低压气机效率。耦合型机匣处理提高了叶顶负荷,但降低了叶顶泄漏强度,极大消除了叶顶泄漏涡引起的叶顶堵塞,这是压气机失速裕度提高的主要原因。耦合型机匣处理具有在不同转速下均能有效扩稳的潜力。 相似文献
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激波/湍流边界层干扰(STBLI)是航空航天领域中广泛存在的一种复杂流动现象,形成条件涵盖跨声速到高超声速,形成环境复杂多样,给飞行器的气动性能和结构安全性带来重大的影响。结合STBLI的典型流动图像介绍了干扰区的重要物理特征;总结了一些有代表性的STBLI流动控制技术的现状,分析了包括涡流发生器、电磁激励等控制技术的原理、效果及不足;探讨了STBLI流动控制研究中有待于进一步深入研究的问题和方向,为发展实用、高效、针对高超声速条件下的STBLI流动控制技术提供了理论支撑和技术储备。 相似文献
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针对基本蝴蝶优化算法(Butterfly optimization algorithm,BOA)在进行无人机(Unmanned aerial vehicle,UAV)三维航迹规划时存在的搜索速度慢、搜索精度低以及易陷入局部最优等问题,提出一种改进的蝴蝶优化算法(Improved butterfly optimization algorithm,IBOA)。在全局搜索阶段提出对数自适应惯性权重策略和动态更新调节策略,提高了算法全局搜索能力和搜索精度。同时,在局部搜索阶段,提出一种动态概率余弦选择策略,增加位置更新多样性,避免陷入局部最优。首先,为检验改进算法与基本算法的寻优性能,在部分标准多元函数上进行仿真对比。对比结果表明,改进算法对复杂函数具有较强的寻优能力,能在更短时间内找到全局最优解。然后,在二维路径规划仿真中对比了改进算法与PSO算法性能,从对比结果看,IBOA具有更优的规划效果。接着,利用山峰模拟函数对UAV三维航迹规划进行建模,将改进算法应用到航迹规划中,利用MATLAB仿真对比了不同复杂度环境下的航迹规划效果。仿真实验表明:相同实验条件下,该优化算法较BOA综合适应度值减... 相似文献
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