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61.
以某多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶端壁通道涡迁移及干涉机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响。结果表明:受下端壁道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子前缘近轮毂区正攻角变大;叶片根部负荷增加,致使马蹄涡压力面分支与吸力面分支交点前移;下端壁通道涡径向迁移至近叶顶区,其与叶尖泄漏涡相互影响致使叶顶区粘性损失显著增加。弯叶片对低展弦比大折转涡轮叶片的作用效果与传统涡轮具有明显差别:叶片正弯时叶顶载荷减小,导致叶顶间隙泄漏涡与通道涡强度及损失显著减小,涡轮性能得到改善;叶片反弯时叶顶载荷增加,致使叶尖泄漏损失增大,且强径向压力梯度作用下下端壁低能流体向叶顶汇聚,损失显著增加。 相似文献
62.
针对一种可极大提升涵道比的气驱附加涵道风扇推进动力系统开展研究,采用数值模拟手段重点分析了其核心部件叶尖涡轮的流动特征和工作机理,为后续发展这种大涵道比推进动力奠定理论基础。研究表明:叶尖涡轮实质上是具有低稠度低展弦比特征的轴流涡轮,稠度可低至0.6,展弦比可低至0.4。低展弦比造成的叶尖涡轮间隙泄漏损失增大为原来的2倍,泄漏涡径向侵入叶根,主流流动损失加剧,大大降低了低稠度涡轮能量提取效果;稠度降低会使得喉道位置迁移,导致气流偏转和膨胀加速能力大幅下降;基于这一结构,提出有效提能区和能量提取率来阐明其做功机理并表征低稠度叶尖涡轮的出功能力。 相似文献
63.
对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用 PIV 实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。 相似文献
64.
研究的主要目的是确定微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数升阻特性。通过风洞试验测量了几种不同外形机翼的升力系数和阻力系数。研究主要涉及了矩形、椭圆、齐莫曼和反齐莫曼四种平面形状的机翼,并对每种外形机翼分别进行了展弦比为1.0、1.5、2.0的比较试验,文中以矩形翼为例分析了展弦比对机翼升阻特性的影响。为了研究前缘后掠角对机翼升阻特性的影响,进行了后掠角分别为20°、30°和45°梯形机翼的气动试验。试验结果表明:在大部分迎角范围内,同其它外形机翼相比矩形翼具有更高的升力系数,反齐莫曼翼的升阻比最理想;在小展弦比范围内对于平板翼型的机翼,较大的展弦比不会给升力系数提高带来更明显的效果;后掠角20°和30°梯形翼的升阻特性相差不大,后掠角45°梯形翼具有较大的升力系数和阻力系数。 相似文献
65.
66.
固定翼微小型飞行器(MAV)飞行雷诺数低,属于低雷诺数空气动力学研究范畴.本文对不同尺寸的矩形翼、混合翼、梯形翼、齐默曼翼与反齐默曼翼平面布局MAV模型进行风洞测力试验.对比了各种平面布局气动特性,其中混合翼、反齐默曼翼和梯形翼较好地利用了前缘涡产生的涡升力,有良好的升力特性;展弦比较小的机翼表面脱体涡强度较大,改善了大迎角下的气动特性;大后掠角梯形翼有较好的过失速特性. 相似文献
67.
以探索知识重用在固体火箭发动机设计中的应用为目的,引入知识工程及模糊数学的思想,将一般模糊极小极大神经网络用于完成固体发动机设计过程中结构形式选择,实现了固体发动机结构形式选择的自动化及量化描述。首先给出了基于知识重用的固体发动机结构形式选择模型描述;然后建立了固体发动机结构选项一般模糊极小极大神经网络;最后以具体型号总体设计为例,完成结构形式选择,得到了包含实际结果的多个可行方案。该方法提高了设计过程自动化水平,且可提供多个不同的结构选择可行方案供设计人员参考。 相似文献
68.
69.
70.
本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。 相似文献