重型燃气轮机高雷诺数CDA叶型转捩特性数值计算

为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能,基于Gamma-Theta转捩模型的雷诺时均方程对某可 控扩散叶型进行了数值计算。通过对比不控制马赫数与控制马赫数,分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。 结果表明：在不控制马赫数条件下,在零攻角时,雷诺数从7×10 5 增大为9×10 5 ,总压损失增加了约391.95%;在高雷诺数工况下随 着雷诺数的增大,叶片流动损失不断增大,叶片可用攻角范围减小,同时在叶片吸力面出现激波,干扰转捩的产生。在控制马赫数 条件下,当Ma=0.6时,在零攻角工况下,雷诺数从8.2×10 5 增大为1×10 7 ,总压损失减小了约38.98%,吸力面转捩起始点从4.78%弦 长处前移至1.11%弦长处;在高雷诺数工况下,叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小,吸力面转捩位置前移。     

低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。      

等速上仰翼型绕流结构的数值模拟

通过数值求解涡量-流函数形式的N-S方程研究等速上仰翼型的分离流动结构。用ADI方法解涡量方程;用Poisson方程直接法解流函数方程。在计算得到的流场中除可看到实验中观察到的多涡结构外,还发现一些实验中未观察到的现象。将分离流动结构的计算结果与翼型气动力变化相联系,并结合涡动力学理论,定性地解释了上仰翼型产生高升力的原因。     

低雷诺数高升力翼型的设计和实验研究

在翼型上表面的恢复区内采用修改后的Ｓｔｒａｔｆｏｒｄ理论的压力分布,然后应用Ｗｅｂｅｒ已知力分布求解翼型有的理论设计一 套在低雷诺数的新翼型。     

雷诺数对粗糙表面翼型气动性能的影响

采用Spalart-Allmaras湍流模型研究风力机专用翼型DU00-W-212的气动性能。在雷诺数小范围变化的情况下,应用数值模拟的方法对粗糙翼型和光滑翼型的气动特性进行对比。探讨雷诺数小范围变化对粗糙翼型气动特性的影响,并分析升阻力的变化机理。比较升阻力曲线,发现粗糙度对升力系数影响最大的区域在迎角10°附近。小迎角的情况下,前缘粗糙度会使得翼型的升力系数下降,阻力系数反而上升。在大迎角失速的情况下,粗糙翼型的阻力系数反而小于光滑翼型的阻力系数。为了增加叶片适应恶劣沙尘环境的能力,在叶片设计和翼型排布的过程中应该尽量避开升力系数最大的迎角处。     

几何参数对涡轮低压导向器变工况性能的影响

在低速风洞上,对某型弹用涡扇发动机涡轮低压导向器原型和改型进行了变工况条件下的详细流场测量。与原型低压导向器相比,改型低压导向器多种几何参数发生了改变,主要包括采用优化的子午型线、正弯叶片、后部加载叶型以及前缘负冲角设计等,因此二者的冲角特性有较大差异。实验分别对两种导向器叶栅测量了3种工况条件,分别为正冲角工况、设计工况和负冲角工况,并对结果进行了对比分析。实验结果显示:改型不仅在设计工况下能量损失较小,而且具有较好的攻角适应性,表现为在所测工况范围内叶栅出口总压损失随工况的变化幅度很小,而原型出口损失则对冲角敏感,损失变化幅度相对较大。      

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法

跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的e^N转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。     

带压缩性修正的离散涡方法在结冰数值模拟中的应用

离散涡方法（DVM）是一种无网格的涡运动算法,适用于解决易产生分离流的非定常问题,将其应用于结冰过程中的流场求解,在有效模拟分离流动的同时能避免冰形尖角对网格质量的影响。但离散涡方法基于不可压 N-S 方程,无法应用于预测可压缩流动下的结冰过程。本文在离散涡方法的基础上添加普朗特—格劳尔特压缩性修正,进行基于离散涡方法的可压缩流动下的数值模拟,并将其应用于翼型结冰预测;对流场分布、结冰冰形和结冰模型计算过程等仿真结果进行对比和分析。结果表明：引入压缩性修正后的离散涡方法能较好地模拟可压缩流动,与实验值相比,基于该方法得到的结冰数值模拟结果符合良好,对结冰数值模拟在工程上的应用提供了一定的参考。     

波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能影响

依据某型涡扇发动机波瓣S型混合二元喷管,保持波瓣混合器长度、内扩张角、外扩张角以及宽高比不变,依次取波瓣混合器波瓣数为12,14,16,18,20,建立了一组具有不同波瓣数的波瓣S型混合二元喷管模型.采用经过验证的CFD方法,研究了波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能的影响规律.结果表明:在波瓣尾缘截面至第1个S弯截面区域,波瓣数对流体混合程度产生很大影响,并且热混合效率近乎随波瓣数增加而增加.在第1个S弯截面至波瓣S型混合二元喷管出口截面区域,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的总压恢复系数始终最低,其余模型的总压恢复系数以及热混合效率没有明显差别.在波瓣S型混合二元喷管出口截面上,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的热混合效率最高,达到0.850,然而其总压恢复系数相对于该截面上最高值下降了0.289%.此外,波瓣S型混合二元喷管的渐缩型流道能够提高流向涡强迫混合效果,但同时也加速流向涡的耗散速率.