计及机匣相对运动的涡轮叶片叶顶凹槽流动研究

叶尖泄漏流是造成航空发动机涡轮内部损失的重要因素,而凹槽叶尖是控制叶尖泄漏流的有效手段,准确了解凹槽内的流动结构有助于认识泄漏流的流动规律和泄漏损失的物理机制。为了详细研究考虑机匣相对运动时叶尖凹槽腔内流动结构变化及其对泄漏流的影响,搭建了可模拟机匣相对运动的低速平面叶栅实验台,该实验台可以进行不同叶型、不同叶顶结构以及不同攻角等因素的研究。采用PIV技术设计了一种可以在机匣相对运动时对凹槽腔内流动进行测量的可视化测量方法。使用该测量方法捕捉到了凹槽腔内旋涡的流动结构,结合数值结果分析了不同机匣运动状态下凹槽腔内流动结构的演化过程,结果表明:刮削涡在凹槽腔内形成类似气动篦齿的封严效果,减小了间隙出口有效流通面积,降低了凹槽叶尖的射流系数,从而达到了控制泄漏流动的目的;选择合适的负荷分布和凹槽几何能够提升刮削涡的堵塞效果并扩大控制范围;均匀加载叶片使用叶尖凹槽时控制泄漏流的效果更加明显;径向间隙的大小直接影响叶顶凹槽内部流动结构的产生和演化,从而改变凹槽叶尖控制叶尖泄漏的效果。     

AC-DBD等离子体激励对L形截面钝体风荷载减阻的实验研究

等离子体流动控制是一种应用广泛的主动流动控制技术。为进一步研究其机理、拓展其应用范围,针对L形截面钝体模型,采用3种AC-DBD（介质阻挡放电）等离子体激励器布置形式,比较了施加激励后的减阻效果,并对减阻机理进行了研究。实验在南京航空航天大学0.8 m低速直流风洞中进行（风向角0°、来流速度2~8 m/s）,激励器布置形式为顺来流前缘激励、逆来流前缘激励和拐角激励。研究结果表明:不同来流速度下,等离子体激励器对L形截面钝体都有一定的减阻效果,且减阻效果随流速增大而降低;拐角激励减阻效果最佳,逆来流前缘激励次之,顺来流前缘激励最差;通过流场分析,说明了激励器布置形式变化产生了不同的扰动效果;不同的流动控制机理是影响减阻效果的关键因素。     

低速风洞动态试验能力现状及展望

本文介绍了国内外包括气动院低速风洞动态试验技术的新进展，并根据大迎角动态气动力特性研究对风洞试验技术的需求及现有能力，提出动态试验技术研究课题组下一步的发展方向。     

二维透平叶栅流道中总压分布的彩色图象显示研究

本文采用微型计算机的彩色显示功能,对大尺度、小展弦比、大转折角二维透平转子叶栅流道内横截面上的总压分布进行了彩色显示研究。文中给出的测量截面上总压分布的彩色图象照片,可直观地看出通道涡在不同横截面上的尺度、位置和粘性涡核强度的变化。     

嵌套网格性流动数值模拟用于风洞洞壁干扰研究

运用嵌套网格技术和Navier-Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟，评估和修正，计算格式在空间上采用中心有限体积离散，在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分，计算结果证明了该方法的可行性和优越性。     

低速风洞设计中的导流片损失问题

低速回流式风洞中拐角部位的流动损失占总损失的比重很大，该位置导流片绕流的流动状况对于流动损失有明显的影响。与常规的工程估算方法不同，风洞实验与数值计算相结合，并通过正交优化能够对不同工作条件下导流片流动及其性能指标的变化规律进行研究，对特定的导流片找到了最佳的工作条件。     

空腔内旋转流动LDA整场测量及实验Re数恒定方法

空腔内的旋转流动常常波及二次流、旋涡破裂等复杂问题，在整场流动实验测量中，必须长时间保持恒定工况。目前文献中的作法一般是采用高精度的恒温水域，但系统复杂、控制精度受限制。笔者介绍了一种根据实测温度调变速保持实验Re数不变的方法。实验表明，该方法简单易行，并能将流动在长时间内高精度地保持在同一工况Re数内。最后给出了采用这种方法的整场和旋涡破裂区域风速度分布的LDA测量结果。