采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

螺旋桨/机翼耦合下的目标螺旋桨滑流设计

针对分布式电推进(DEP)构型等具有多螺旋桨特征的飞行器,发展了通过优化螺旋桨滑流来达到提高机翼升阻比的方法。提出了一种可以获得目标诱导速度分布的螺旋桨设计方法,基于面元法发展了一套可以快速计算螺旋桨机翼干扰的气动程序Prop-wing,基于Kriging代理模型建立了一套高效的优化方法获得最优的螺旋桨诱导速度分布提高机翼升阻比。优化结果显示当拉力保持相同时,螺旋桨桨毂附近的轴向诱导速度越大,下游机翼的升阻比越大。在不对螺旋桨功率进行限制时,优化后的螺旋桨使得下游的翼段阻力相比较安装最小能量损失设计的螺旋桨的翼段减少了1875%,而翼段升阻比提升达到了2563%,当优化螺旋桨功率被限制后,翼段升阻比提升为962%。虽然升阻比的提升需要付出螺旋桨效率下降的代价,但是研究还是给分布式动力滑流的利用提供了一种思路。      

短舱对螺旋桨滑流影响的IDDES数值模拟

基于非结构重叠网格技术,对短舱与螺旋桨滑流间的相互作用进行了非定常数值模拟研究。为了更好地捕捉螺旋桨尾涡的细节信息,计算采用基于Spalart-Allmaras模型的改进延迟脱体涡模拟(IDDES)方法,并在非定常计算过程中运用网格自适应技术以提高流场特征的空间分辨率。研究结果表明:IDDES方法获得的拉力系数计算值与实验值吻合良好,短舱的存在会增大螺旋桨的拉力系数;短舱对螺旋桨桨毂涡的结构影响较大,但对桨尖涡的螺旋结构影响较小;对单独螺旋桨算例来说,桨尖涡与桨毂涡的失稳发展过程都具有周期性,且在有/无短舱情况下桨尖涡的失稳位置相同,失稳后桨尖涡之间配对融合过程一致,从而说明桨毂涡对桨尖涡的失稳没有影响。     

马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行风洞试验和数值仿真研究,获得该进气道非设计点（Ma=5.0和Ma=7.0）的工作特性和自起动特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,出口涡流区小且总体性能优良。Ma=5.0和Ma=7.0时出口总压恢复系数分别为0.647和0.443,对应的增压比分别为20.0和32.7。Ma=5.0时,进气道不但可以捕获约90%的自由来流,而且能够自起动（内收缩比高于Kantrowitz限制）,下临界反压为64倍来流静压,对应的出口马赫数和总压恢复系数分别为1.32和0.409。上述结果表明,本文设计方法可以获得高性能的矩形转圆内收缩进气道。     

尾流撞击效应对轴流压气机下游叶排涡面的影响

针对某高负荷高压压气机末级,通过研究上游转子尾迹涡面周期性扫掠对下游静子涡面的影响,从涡面非定常作用的角度分析流场时空结构.结果表明,流场性能的改善与涡面时空结构相对应,尾迹涡面同分离涡面的相互作用可显著降低流动损失;与上游尾迹涡面发生耦合的是叶片尾缘旋涡交替脱落频率而非吸力面前缘分离涡不稳定频率.      

一种单喷嘴推力室燃烧内流场的方法

为了方便开展单喷嘴气气喷注器燃烧试验研究,设计了一种燃烧室壁面测温,并结合推力室燃烧流场的非稳态数值模拟的方法,以考察燃烧室内流场的发展和燃烧完成情况.应用试验数据对不同的湍流模型和燃烧模型进行了对比研究,得到与试验结果较为吻合的计算模型.并应用该方法开展了同轴剪切式喷注器氢/氧喷注动量比、燃烧室压力变化的试验研究.试验结果表明喷注器掺混燃烧效果随氢/氧喷注动量比增加而增强,而不随燃烧室压力的变化而变化.     

二维扩压叶栅非定常涡面分析

轴流压气机内流动是典型的非定常旋涡流动,而现有压气机分析设计体系在定常假设下以流场空间结构为对象.研究压气机内真实流动的途径之一是分析流场时空结构.把转/静叶片交错排列简化为单叶片排,再简化成2-D扩压叶栅.从叶栅非定常涡面的角度来描述非定常旋涡流场时空结构.作为举例,利用合成射流控制涡面演化,改善流场时空结构.此涡面简化模型可为进一步研究叶轮机叶排间干扰复杂流场的时空结构提供分析工具.      

提高氧泵诱导轮汽蚀性能的方法研究

利用计算流体力学(CFD)技术对某氧泵诱导轮进行了入口壳体开槽的汽蚀性能的研究,分析和采用了双圆弧进口方案.在流场计算研究中,分析了无汽蚀条件下叶片前缘的负荷,然后进行了诱导轮汽蚀性能的计算.流场计算结果表明,采用的改进方案在保证扬程和效率基本不变的情况下,能够很大程度上降低叶片前缘负荷,提高诱导轮汽蚀性能.      

四发螺旋桨滑流对某运输机气动特性的影响研究

四发螺旋桨飞机滑流影响区较大,需要准确获得滑流引起的升力、阻力和俯仰力矩特性的变化以评估飞机的飞行性能和品质.采用动力模拟风洞实验研究某运输机在滑流影响下的气动力特性,包括升阻特性、俯仰力矩特性和升降舵效率,并采用七孔探针技术测量平尾区的尾流场特性.结果表明:滑流对气流加速的效应使得飞机的升力、阻力均有增加,升阻比在典型巡航和爬升状态下分别降低了6％和20％;滑流随迎角的增加从下至上扫掠过平尾,使得俯仰力矩和升降舵效率出现明显的非线性变化.     

航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器，并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下，应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究，实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量，获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构，形成回流区；流场旋流作用强，横截面流场存在顺时针大涡；主燃孔射流和掺混孔射流作用明显，射流穿透深度较大，对流场结构影响显著；高温高压状态下，流场结构与常温中压状态类似.