前缘复合改型在压气机平面叶栅中的应用初探

为了探究同时应用不同前缘改型对压气机叶栅的影响,以DMU37动叶5%叶高处叶型的平面叶栅为原型,采用数值计算方法,探究4种椭圆形前缘改型及4种椭圆鼓包复合改型对叶栅流场及性能的影响,考虑的主要影响参数分别为椭圆长短轴比和鼓包波幅。结果表明:-6°～+4°冲角时,椭圆形前缘方案可不同程度地降低前缘吸力峰及总压损失系数,特别在正冲角条件时改善效果更好;长短轴之比为4的椭圆形前缘方案综合性能最好,主流区吸力峰高度降低56.3%,+4°冲角时,总压损失系数和可比原型叶栅降低5.8%;0°冲角下,椭圆鼓包复合改型的损失相比原型叶栅均有所增大;+4°冲角时,各椭圆鼓包复合改型方案均能有效降低损失,总压损失系数最多可比原型叶栅降低7.5%,表明椭圆鼓包复合改型在+4°冲角时可以提高叶栅气动性能。     

斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究

针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题，将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板，采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法，研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰，其驻点前弓形激波的脱体距离较大，波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时，发生Edney第Ⅳa类激波干扰，该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合，形成多处超声速射流区域；当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时，呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构；当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时，形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。     

基于前缘吸力的直升机旋翼悬停诱导功率

本文得出了非定常可压缩升力面情况下直升机悬停时基于前缘吸力的旋翼诱导阻力及功率的计算公式,算例表明了它的适用性,此式可作为优化桨叶平面形状的基础。     

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。     

叶片内部气膜孔附近壁面局部换热特性

对叶片弦中区内部“冲击-气膜出流”冷却方式中气膜孔附近壁面的换热特性进行了实验研究。取气膜孔前后三倍气膜孔径范围为研究对象，重点研究了冲击间距及冲击孔与气膜孔沿流向相对位置对其换热的影响规律。研究发现：对气膜孔前后局部范围，存在最佳的冲击间距与气膜孔径比；同样，对气膜孔前局部范围，也存在最佳的冲击、气膜孔沿流向相对距离与气膜孔径比；随着冲击孔与气膜孔相对距离的增大，冲击对气膜孔局部换热影响变小，气膜“溢流效应”突出，越靠近孔的地方换热越强。     

三角翼前缘脱体涡和尾涡的卷起及其相互作用

本文应用二维非定常比拟和恪子涡(Vortex-in-Cell)方法,数值模拟了三角翼前缘涡层的卷起以及与尾涡的相互作用。由于使用了数千个点涡和较小的空间网格,获得了前缘涡层小涡配对出现的较大的离散涡,模拟了紧卷涡层的不稳定现象。这是以前类似的工作未曾实现的。     

PIV测量非定常自由来流中的三角翼前缘涡

在南航非定常风洞中,运用PIV测量技术,研究了非定常自由来流下三角翼前缘涡瞬时涡结构的变化。通过分析三角翼前缘涡速度矢量、涡量以及流动拓扑结构的变化可知,在减速过程中,破裂的前缘集中涡重新卷起,形成涡量较强的集中涡,横截面流动拓扑结构显示,流动结构从不稳定的焦点变成稳定的极限环,这也就说明前缘集中涡的破裂点位置向下游移动;在加速过程中,集中涡很快破裂,涡量随之减小,流动拓扑结构从稳定的极限环变成不稳定的焦点,前缘集中涡的破裂点位置向上游移动。分析认为外部压力梯度的变化可能是导致涡破裂位置移动的原因。     

种子叶片自旋下落过程涡系的PIV实验研究

本文利用粒子图像测速技术研究种子叶片自由旋转下落过程中不同涡系的相互作用机理。以典型枫树种子叶片为研究对象,通过对比不同叶片长度、叶面厚度、叶面宽度、下落锥角、自旋角速度、下落速度和下落初始角度等参数对过渡期和稳定期的影响,分析了诱发叶片自旋的外形特征和空间特性。结合特征参数分析,对叶片自旋稳定期开展了PIV流场测量实验,解析了无干扰下种子叶片下落过程中涡系的产生和演化机理。实验结果表明:稳定期气流在叶尖正面位置产生前缘涡（沿展向呈圆锥状结构）,后缘位置产生反方向的后缘涡;两个涡发生相互耦合运动,前缘涡的强度大于后缘涡,从而导致叶面产生锥角。在前缘和叶尖前方观测到较高的速度向上的区域,而在后缘和叶根附近则出现较高的速度向下的区域,从而对种子产生向上的升力,使叶片实现自旋稳定下落。通过枫叶种子自由下落的无干扰PIV测量,初步获得了贴近叶片表面前缘涡的运动性状,验证了后缘涡的存在,结论对单翼型旋转叶片的设计有一定指导意义。     

应用前缘填角消除气流分离的设计方法

提出利用前缘填角消除机翼一机身接合处气流分离的设计方法，设计方法应用了蒙皮摩擦变化与表面曲率变化相关的设计规则。求出在机翼前缘之前板的当前蒙皮摩擦分布之后，计算可以消除气流分离的目标蒙皮摩擦分布。应用设计规则，把当前的蒙皮摩擦分布转化为目标蒙皮摩擦分布，延伸机翼前缘形成前缘填角，利用流动解算器分析机翼填角，过程迭代直到收敛。