气动参数对后台阶三维缝隙换热影响的研究

针对涡轮叶片尾缘冷却结构特点,建立了后台阶三维缝隙结构气膜冷却特性试验台,测量了缝隙中心和肋中心下游换热系数的局部分布,研究了不同雷诺数Re(5000~15000)与吹风比Br(0.5~2.0)对换热系数的影响规律,试验结果表明:(1)出口的换热系数总体呈下降趋势,但在肋后中心线略有起伏;(2)随着Re的增大,换热系数增大,随着Br的增大,换热系数减小;(3)在靠近出口位置,由于热边界层与三维掺混特性流场的影响,使得换热变得复杂。     

机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响

结冰导致飞机气动特性恶化,进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题,提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法,构建了机翼前缘结冰构型,并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型,进行升降舵倍脉冲操纵,进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值,在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配,获得了纵向短周期飞行模态特性参数,进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响,使得飞行品质降低,严重时可能导致飞行品质发生降级。     

射流冲击对短通道出流孔流场影响的实验研究

在有错排射流的短通道内，用五孔针对小长径比、进出口无倒角的直孔内流场进行了详细的测量，着重研究不同通道高度和射流雷诺数对孔内流动规律的影响、实验结果表明：通道高度的变化会显著改变孔内的流场结构，从而影响孔的流量系数；而同一高度比情况下．雷诺数变化的影响则相对较小；孔内流动存在旋涡结构并随通道高度的增大而减弱以至消失．该结果有助于深入了解上游有射流冲击的通道连接段的流动与换热规律。     

有错排射流冲击的短通道流场研究

用实验和数值模拟的方法,研究了在错排冲击孔作用下的受限通道的流场结构。并用五孔探针对通道的流场进行了详细的测量,着重研究了不同雷诺数和不同通道高径比(通道高度与射流孔直径之比)对通道内流场结构的影响。实验结果表明:通道的流场中存在着复杂的漩涡结构;在同一高度下,雷诺数的改变对通道流场的影响很小;通道高度的改变对通道流场有明显影响。      

POD-BPNN预测模型及结冰条件不确定性量化

当前,数值模拟作为研究飞机结冰的主要手段之一,在计算结冰冰形时会引入大量参数不确定性,并影响数值模拟的精度和可信度。发展不确定性量化方法,科学量化这种不确定性对评估数值模拟结果具有重要意义。针对传统参数不确定性量化方法难以解决高维输入到输出的问题,基于本征正交分解和误差反向传播神经网络,提出了一种结冰冰形预测代理模型。以水滴中值粒径和温度为例,验证了代理模型单输入参数和双输入参数情况下的精度和泛化能力。最后,在代理模型计算的冰形基础上,结合蒙特卡洛采样,利用2σ准则确定结冰范围,发现水滴中值粒径不确定性主要影响明冰的冰角生长,而温度和水滴中值粒径不确定性的叠加主要作用于霜冰厚度。该研究为后续多结冰条件的影响分析和多维输入到输出的不确定性量化提供了思路。     

有错排射流冲击的受限长通道及出流孔流场的实验研究

1引言由于铸造技术的改善,国外现已经可以在涡轮工作叶片上铸造多个细小的冷气通道。这些通道通过冲击孔与冷气供气腔连接以实现冲击冷却,冲击后的气体可以通过连接孔进入下一个腔室或者直接通过气膜孔流出叶片形成气膜冷却。这种冷却结构的优点是:利用冲击冷却获得高换热系数,     

应用瞬态液晶测量技术研究层板内部换热特性

应用窄带瞬态液晶测量技术对放大型层板结构的内壁面(靶面、冲击面、扰流柱面)进行了详细的换热系数测量.由获得内表面换热系数分布来深入分析复杂层板结构内部强化换热机理.实验研究结果表明:应用先进瞬态液晶测量技术能够获得复杂层板结构内部表面的换热系数分布,获得信息量大;层板内表面换热系数随着冲击雷诺数的增大而线性增加;内表面平均换热系数随着通道高度增加而减小.      

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。     

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

后台阶三维缝隙气膜冷却的非稳态数值模拟

为了进一步深入了解涡轮叶片尾缘冷却结构的气体流动情况及冷却特性,在原有稳态计算模型的基础上建立了非稳态的计算模型,研究了不同吹风比下(0.5,2.0)的出口壁面冷却效率的分布情况。计算结果表明:(1)非稳态效应使得出口下游的湍流度增大,非稳态时均冷却效率的计算结果比稳态的要低一些。(2)吹风比为2.0时,二次流对出口附近流动起决定作用,并且冷气的横向掺混充分,主流二次流的上下掺混缓慢;吹风比为0.5时,主流与二次流的上下掺混剧烈,非稳态的计算结果在出口肋后附近的冷却效率比稳态结果有所提高。(3)非稳态的计算结果比稳态的计算结果更接近实验结果。