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为了了解直升机旋翼流场与甲板流场的相互作用,采用数值模拟方法对船体与旋翼的复合流场进行求解.分析了不同风向时旋翼流场的流线形态、涡量分布与旋翼平衡性.详细阐述了复合流场中主要旋涡结构的产生及演变过程,并对旋涡结构进行分类.研究结果表明:旋翼流场与甲板流场间存在相互干扰,形成复杂的复合流场.0°风向时,旋翼的存在使得其后方甲板区域的涡流范围与气流下洗趋势增加明显;侧风会增大甲板区域涡流范围,加剧旋翼桨叶不平衡性;右舷15°风向时,旋翼升力能力与旋翼桨叶平衡性最差,该风向不利于直升机的甲板悬停. 相似文献
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为了更简便地从滑动轴承非线性油膜力直接识别获得油膜动力特性系数,从频域角度建立了轴颈在轴承中的扰动与非线性油膜力之间的关系,采用等幅异频位移激励技术,一次性识别出油膜8个刚度和阻尼特性系数,通过圆瓦滑动轴承实例验证了该方法的准确性,分析了扰动幅值和频率对识别精度的影响。研究结果表明,扰动频率对识别精度没有明显影响,而扰动幅值对识别精度有较大影响,当扰动幅值大于0.016倍半径间隙时,识别精度超过5%。当扰动幅值小于0.005倍半径间隙时,识别精度在0.5%以内,0.001倍半径间隙时,所给出的油膜动力特性系数识别方法的识别精度可达到0.045%。 相似文献
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工作状态的压气机转子叶片在气动力及离心力作用下会发生变形,准确的叶片构型预测对于压气机性能分析和检验具有重要意义。为研究叶片气弹变形对压气机气动及结构参数的影响,采用非线性叶型重构方法获得了Stage 37转子叶片在不同工况下的热态构型。在计算叶片变形时,计入了叶片受力载荷随构型变化的非线性特征以及叶片的变刚度特性,叶片受力载荷与刚度矩阵随叶片构型同步更新。考察了不同工况下热态叶片的变形规律,研究表明:叶型重构方法可有效提高压气机气动性能的预估精度。设计转速下,热态叶片的堵塞流量及近失速点压比较冷态叶片分别增加1.2%和0.24%,叶片变形对气动特性的影响随转速增加而增强。离心力对叶片变形起主要作用,然而气动力的压力反扭作用不可忽略,设计转速下近失速点反扭角较堵塞点增加了14.7%。计算跨声速转子热态叶片构型时,需考虑离心力和气动力的综合作用。 相似文献
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为了改善旋转冲压压缩转子的总体性能,通过改变隔板前、后段的型式获得不同的隔板改型方案,并利用FLUENT流体计算软件对采用不同隔板改型方案的旋转冲压压缩转子进行了数值研究。结果表明,改变隔板前段型式可以改变隔板前缘激波和进气流量,进而影响旋转冲压压缩转子的总体性能;改变隔板后段型式,可以改变旋转冲压压缩转子的流场结构,并影响其增压能力;融合隔板前、后段最佳型式的隔板组合改型方案对旋转冲压压缩转子性能的提升最大,其总压比和效率相较于原型分别提升了12.0%和7.1%。 相似文献
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为研究人字形微沟槽对高亚声速压气机叶型损失的影响,以高负荷扩压叶栅为研究对象,在低雷诺数(Re)条件下对具有不同几何参数的微沟槽方案进行数值研究。计算结果表明,人字形微沟槽可以在一定范围的低雷诺数下有效降低叶片的叶型损失,提高叶片的扩压能力。人字形微沟槽深度和间距对叶型性能的影响主要体现在Re≥2.5×105时,特定几何的微沟槽方案在增加气流折转角的同时可使叶型损失最大降低8.73%。变进气角特性表明在不大于设计进气角工况下微沟槽具有较为明显的降低叶型损失的效果。人字形微沟槽降低叶型损失的机理在于其使得叶片近壁面湍流掺混程度增加,有效延缓了吸力面边界层的层流分离。 相似文献
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为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强 相似文献
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为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。 相似文献