在大分离区内使用三孔探针测试的探索

随着叶轮机领域研究的深入,在非定常大分离区进行测试的要求开始提出。传统的三孔探针进行稳态测量,校准范围一般在±18°左右。在笔者进行的平面叶栅吹风试验中,由于试验工况的攻角比较大,测试位置靠近端壁,因此栅后不同点气流的角度变化很大。针对这种情况,笔者将三孔探针的校准范围扩大到了±50°,并对数据处理进行了合理的改进。     

提出疑题 促进发展——关于飞机推进系统气动热力学若干疑题

2007年9月25日《人民日报》报道:教育部、科技部、中科院、国家自然科学基金四部委联合征集10000个科学疑题。在此之前,北京航空航天大学能源与动力工程学院的周盛教授、王强教授和候安平副教授就已提出了飞机推进系统气动热力学方面的若干疑题,这是很有前瞻性的,现刊登出来,既是对四部委征集科学疑题的积极响应,也希望有更多的有志之士尤其是年轻人关注此事,以达到提出疑题、促进发展的目的。——编者     

可调叶片的发展趋势及其气动问题的探讨

根据航空军用发动机/压气机的发展趋势预测,可调叶片技术将在高负荷、高流动马赫数、宽调节范围、低流动损失4项指标上进一步提高.气动特性计算分析结果表明,采用可弯叶片技术方案可在较高的进气马赫数下获得较大的气流折转角和较宽的气流角调节范围.这一性能水平同下一代发动机/压气机的技术性能指标要求相比仍存在一定差距.      

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.      

最大Lyapunov指数用于压气机局部性能的分析

对压气机叶尖、叶根失速类型的判断有利于在设计中增加控制措施以扩大压气机稳定工作范围。压气机内部流动为复杂的非线性系统,利用非线性时间序列分析中的最大Lyapunov指数方法,分别对单级和15级低速轴流压气机稳定工作状态下不同叶高处的动态总压试验数据进行分析,发现最大Lyapunov指数较大的区域容易失速,得到了此压气机叶尖与叶根进入失速的先后顺序,与失速过程的动态总压信号利用低通滤波方法进行失速类型判断得到的结论相一致。     

非定常耦合流动对叶片动力响应的影响

针对"在轴流压气机中实现非定常耦合流动状态时,是否会引发下游转子产生结构振动问题"进行了研究.在已有的三维非定常CFD(计算流体动力学)计算频谱分析结果的基础上,使用有限元方法进行模态分析,通过调整上游静叶数的手段,研究实现耦合流动后产生的动力响应问题,并对调整前后压气机的气动特性进行比较.结果证明,通过适当的调整上游静子叶片数,可以在最大化发掘非定常耦合流动的潜力的同时避开转子的共振频率.      

基于壁面压力梯度控制的压气机S形过渡段设计

建立了S形过渡段流道几何的参数化描述方式,并提出了半程落差比的概念,将过渡段流道几何归结为内壁半程落差比及控制点面积比的函数;探讨了通过半程落差比及控制点面积比控制壁面压力梯度的方法;将该方法应用于过渡段的设计,探索其设计规律。研究结果表明:适当增大半程落差比可使过渡段内壁扩压前移,减小后半程的逆压梯度,从而抑制过渡段内壁出口附近低能附面层的分离,减小损失;同时,控制点面积比也将显著改变壁面压力分布,构造先扩张后收缩的面积变化可减小过渡段内壁进口的吸力峰值,并且进一步减小后半程的逆压梯度;对于所研究的进出口面积相等的压气机S形过渡段,当半程落差比在0.55～0.65之间,控制点面积比在1.1附近时,过渡段的总压损失最小。     

前机身/进气道攻角特性的数值与试验研究

为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性,对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况,同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数,有效提高飞行极限;在超声来流下,进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右,在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变,在此攻角范围之外,总压畸变对攻角的变化很敏感。