不同来流附面层特性下端壁射流对弯曲叶栅内流场的影响

给定不同型式的来流附面层,采用数值模拟方法,旨在讨论变来流附面层特性下端壁射流式旋涡发生器对于弯曲扩压叶栅内流场的影响。结果表明,对于正弯叶栅,射流可有效减弱其吸力面上的流动分离,随着来流附面层变厚或附面层内总压亏损的增加,原型叶栅角区内的分离范围逐渐增加,因此提供给射流改善流场的空间也相应增大,损失降低程度由2.3%提高到8%。在反弯叶栅当中,射流作用之后,在零附面层来流条件下,角区内的分离范围减小且损失降低了9.1%;随着来流附面层增厚,在分离范围降低的同时,吸力面上的集中脱落涡也相应消失,因而损失降低程度增加到了12.5%。此时,随着来流附面层条件进一步恶化,射流对于流场的作用效果基本保持不变,这说明针对本文给定的射流参数,端壁射流对于反弯叶栅内流场的改善程度已达到极限。     

不同等离子体激励强度下气膜冷却特性的大涡模拟研究

为进一步改善燃气轮机叶片气膜冷却效果,采用大涡模拟(LES)方法对不同等离子体激励强度情况下的平板气膜冷却流场进行了数值模拟研究。结果表明:与无等离子体激励时相比,等离子体激励强度逐渐增至10时射流出口最大流向与法向速度分别增大了16%和7%左右,并移向气膜孔的尾缘,而气膜孔前缘附近的法向速度约减小了4%,从而减少了射流迎风面上冷、热气流的掺混;等离子体对气膜孔下游回流区的动量注入效应使得回流区内的流向速度增大,抑制了横流绕流分离旋涡的发展;等离子体气动激励削弱了肾形涡对的强度及其抬升冷却射流的能力,从而提高了气膜冷却效率,中心线气膜冷却效率随激励强度的增大而升高,当激励强度为10时中心线气膜冷却效率最大提高了55%。     

采用弯-掠叶片的压气机叶栅变冲角性能研究

利用经过实验数据验证的CFD软件对采用不同掠型叶片的压气机叶栅±20°冲角范围内性能进行了数值研究.结果表明,在任一冲角下,与直叶栅比,前掠和弯掠叶栅中静压分布呈反"C"型规律,端部损失下降,中部损失增加,后掠叶栅则情况相反;随冲角增加,前掠和弯掠叶栅中低能流体在中部积聚增多,损失增加明显;算例中,尽管叶栅总损失有所增加,但弯掠叶栅变工况特性好,可最大限度控制附面层流体在端区积聚,避免角区分离,从而显著加大压气机稳定工作区间,对提高航空发动机总体性能意义较大.     

合成射流控制高速扩压叶栅二次流的数值模拟

数值研究了合成射流控制高速扩压叶栅角区分离,并揭示其推迟分离、降低损失的作用机理。研究发现:合成射流可以显著改善叶栅内流场的时空结构,叶栅出口时均总压损失系数最大降低19.8%,静压系数也提高了近8.8%。合成射流通过周期性地吹/吸气有效控制角区分离,吹气阶段的高动量射流流体增大了吸力面附面层及角区流体的能量,吸气阶段则借助于附面层抽吸作用有效减少了高熵、低能流体的堆积,从而增强了角区流体抵抗流向逆压力梯度的能力、并推迟流动分离,且吸气阶段的流动控制效果明显更好。射流角度和射流动量是影响合成射流作用效果的重要参数,近切向的合成射流有利于向附面层注入动量,增大射流动量也有助于增强流动控制效果。析因设计研究表明,射流角度的影响效应更为显著,但与射流动量之间并不存在交互作用。      

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.      

附面层吸除对大转角压气机叶栅气动性能影响的数值研究

数值模拟了低速条件下附面层吸除对某大转角压气机叶栅气动性能的影响。结果表明,叶栅进口马赫数一定时,小吸气量下存在使叶栅总压损失降低最大的最佳吸气位置,大吸气量时吸气位置对损失影响减弱;随吸气量增加,吸力面角区低能流体积聚明显减小,气流折转能力加强,叶栅负荷增加,总压损失降低最高达28.2%;吸气导致的栅内扩压能力恢复和通道涡三维分离效应是确定最佳吸气位置及吸气量的判定原则。      

弯掠叶片气动性能的实验研究

与直叶片相比较 ,对一种具有前掠和正弯积迭线的独特的压气机叶片进行了实验研究。在不同位置采用五孔探针测量了两种叶栅的气动参数并在叶片表面做了墨迹流动显示。结果表明弯掠叶栅端部损失降低而叶展中部损失增加 ,但相应的端部扩压因子有所减小。此外该叶片吸力面上形成了有助于防止低能流体在角区积聚的反C型压力分布。弯掠叶栅改善了端壁角区内的流动并显著降低了叶栅总损失     

翼型不确定性量化中正交匹配追踪的应用

不确定性在实际系统中广泛存在，为了研究不确定性因素影响下系统输出的随机响应特性，传统的不确定性量化方法如蒙特卡洛采样、混沌多项式展开等需要大量的样本，制约了在飞机机翼等复杂系统中的应用。近年来，在信号处理领域发展迅速的压缩感知技术，利用原始信号的稀疏性可以用少量的样本精确重构信号。这一特性促使研究人员探索将压缩感知技术应用于不确定性量化研究中。以RAE2822实际翼型为研究对象，使用类函数/形函数变换将原始翼型参数化，考虑加工、装配过程和实际飞行工况下的几何不确定性，将压缩感知技术与混沌多项式展开相结合，利用正交匹配追踪算法实现多项式系数的稀疏重构，获得翼型气动力系数和流场参数在考虑几何不确定性影响下的均值和标准差，并与蒙特卡洛采样和满秩概率配点法获得的结果进行对比。通过对收敛性能、样本数需求和重构精度等方面的对比分析表明，正交匹配追踪算法能够利用相对较少的样本获得与传统不确定性量化方法相近的精度。考虑到实际系统的随机响应在混沌多项式基底上大多具有稀疏的展开形式，因此将压缩感知技术应用到不确定性量化中可以显著降低样本数需求，从而降低时间成本，提高计算效率。     

不同射流角下等离子体激励对平板气膜冷却影响的数值研究

采用大涡模拟（LES）方法对有/无等离子体激励条件下不同射流角时的平板气膜冷却流场进行了对比研究。结果表明:随着射流角的增大，冷却射流对主流的穿透率与气膜孔下游回流区的范围增大，发卡涡的强度及其抬升射流的能力增强并远离壁面，导致气膜冷却效率降低，但射流角为90°时部分低能冷却流体会进入回流区引起气膜冷却效率升高，故气膜冷却效率在射流角为35°时最大，在射流角为60°时最小；等离子体激励削弱了冷却射流对主流的穿透率，其下拉诱导作用也使得发卡涡头部受到的库塔 儒科夫斯基升力以及水平涡腿间的相互诱导力减小，抑制了发卡涡的发展并促使其破碎为近壁条带结构，从而提高了气膜冷却效率，且射流角越小，上述作用效果越明显，当射流角为35°时中心线气膜冷却效率提高了55%。