跨音速压气机回转叶片排中三维流场的数值分析

本采用时间分裂显式格式求解Euler方程，获得了跨音速压回转叶片排中的三维流场解。研究了三维扭曲网格的生成，边界条件的处理以及保证稳定和提高流场分辨率的措施等问题。计算结果与实测三维流场的对比表明了本方法的可靠性。对某型高负荷跨音速压气机第一级转子叶片排所作的流场分析计算，为判断该叶片排流场品质，分析叶片设计的合理性提供了依据，证明了本方法的工程实用性。     

燃烧加热类高超声速高温风洞流场校测与评估

为建立统一的燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质评价标准,针对国内6座不同喷管出口直径的燃烧加热类高超声速高温风洞,从统一的皮托压探针、总温探针和流场校测排架设计出发,分别研制了流场校测装置,完成了典型试验状态的流场校测试验。根据相同的数据处理和分析方法得到了相关风洞喷管出口截面的速度场、温度场及均匀区信息。6座风洞速度场均匀区直径分别对应喷管出口直径的73.3%、76.5%、75.0%、80.0%、74.7%、83.3%。根据各风洞流场校测结果,初步掌握了国内同类型风洞流场品质整体水平,提出了当前燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质参考评价指标。对于马赫数4.5~6.0的试验状态,风洞速度场均匀区直径应不小于喷管出口直径的70%,均匀区内马赫数标准偏差与平均马赫数的比值应小于2%,总温标准偏差与平均总温的比值应小于5%。     

最新通讯

《低速大尺寸压气机实验装置和转子流场动态测量技术》是国家下达的计划项目。本项目包括建成一套完备的实验装置、研制一套完善的转子流场测量系统、发展一套先进的实验研究方法。本报获悉 1 991年 1 2月 5日 ,航空航天部召开了鉴定会。参加鉴定的专家们认真听取了研制报告 ,参观了实验装置和测量系统 ,审查了大量有关资料 ,组成专家测试小组进行了详细的技术性能测试。鉴定委员会经过认真评审 ,一致认为 ,该项目达到了国际领先水平。鉴定意见如下 :1 .该装置是我国第一台低速大尺寸压气机实验装置。它功能强 ,流场品质优良 ,具有国际先进…     

2.4m跨声速风洞流场性能调试研究

介绍了2.4m跨声速风洞性能调试研究结果,并作了简要分析.研究结果表明,该风洞流场品质全面达到国军标指标,部分达到当今世界先进水平.该研究首次在国内四壁均为斜孔壁的大型跨声速风洞中解决了优化开闭比、加速区分布形式以及特大驻室M数参考点位置确定等一系列技术问题,表明我国大型跨声速风洞流场性能调试研究取得新进展.     

2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测

介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明：该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30～1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。     

离心压气机叶轮三元流场计算

用任定准正交面方法对一个航空涡轮冷却器的离心压气机叶轮流场进行了三元计算,计算考虑了上下游边界条件的影响。用计算结果分析了叶轮流场品质,提出了改型措施并对改型叶轮流场进行了分析。     

高亚声速近壁流场模拟装置研究

采用计算流体力学方法对用于激光辐照热效应实验研究的高亚声速流场模拟装置的近壁流场进行了数值计算,分别针对靶材固壁为平面和弧面的情况比较了实验区无侧板和有侧板时的流场品质,结果表明侧板与靶材固壁构成的半开放槽道能够形成更大范围的均匀流实验区。根据数值计算优化的实验区结构参数研制了流场模拟装置,流场校测结果与数值计算符合良好,流场品质能够满足激光辐照热效应实验研究的要求。     

超声速短化喷管的设计与实验研究

利用Bézier曲线构造轴向马赫数分布,采用特征线方法计算喷管壁面型线,结合跨声速理论,提出了一种实用的短化喷管设计方法。对设计制成的喷管进行流场校测,并与数值模拟的结果进行比较分析,结果表明:喷管内部膨胀均匀,出口流场品质很好,可用于超声速风洞以及其它对流场品质有较高要求的应用场合。     

马赫数2～4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验

型面旋转连续可调风洞可以获得出口马赫数连续变化的出口流场,其结构简单、易于调节、响应迅速,成为目前国内外的研究热点,具有很好的发展前景。本文针对某优化设计的出口马赫数2~4的变马赫数风洞喷管,进行了全流场三维数值仿真校核,并进行了风洞流场静态标定试验,获得了该连续可调风洞在不同马赫数下的流场品质及流场均匀区大小。结果显示:该连续可调风洞在马赫数2~4下的出口流场均匀性良好,流场品质满足固定几何风洞流场的国军标要求;试验得到的不同马赫数工况下均匀区大小均大于理想菱形区的2/3,均匀区马赫数标准差在马赫数2~3工况下小于0.01,在马赫数3.5工况下为0.013 6,说明该连续可调风洞可以实现马赫数的连续变化,且具有良好的流场品质,可用于后续的风洞试验。     

不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究

为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以西工大高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,实验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅实验件后来流马赫数、来流攻角、叶片数对叶栅流场准确性、均匀性以及周期性的影响。研究结果表明：空风洞内主流区域宽广且基本均匀,马赫数偏差不超过0.005,气流角偏差不超过；加装叶栅实验件后的周向流场分布表现出不对称,靠近可移动上侧壁的三个通道的来流均匀性和准确性普遍较差,叶栅中间和偏向可移动下侧壁的通道来流均匀性和准确性较好；来流攻角对叶栅进口流场品质的影响比马赫数更大,在负攻角和较小的正攻角下,叶栅进口流场品质较好；在较大的正攻角下,叶栅来流均匀性和准确性明显下降；叶栅进口流场品质直接影响着叶栅通道内以及出口流场的周期性。     

进气道畸变指标的分析和模拟

流场匹配是进气道和发动机一体化设计中的重要问题.为衡量畸变流场的气流不均匀程度,国内外均采用各种不同的畸变指标.本文分析了各种畸变指标的特点,并通过流场典型化的方法,建立了各种指标定义之间的相互关系式;并用本文和国外文献中的试验数据验证了所确定关系式的有效性.文中还介绍了采用网格模拟稳态畴交流场时的一些试验结果.试验表明:网格法模拟稳态畸变流场时应考虑到边界层和掺混区对畸变指标的影响.另外畸变流场中的测点布局,包括测耙与低压区的相对位置以及测耙数目等,对畸变指标值的确定是有较大的影响,可形成畸变指标值的偏差达10—25%左右.     

燃烧室进口流场畸变对出口温度场品质影响的试验研究

本文介绍了环形和环管燃烧室进口流场畸变对燃烧室出口温度场品质的影响。文中研究了三种径向畸变流场和一种周向畸变流场。试验结果表明:进口流场畸变对燃烧室出口径向温度场剖面影响较大,在今后设计和调试中应考虑这一因素。     

二维流场、热、结构一体化数值模拟

流场、热、结构问题,在传统的计算中,通常是先算流场、再算热响应和热结构问题,这显然是人为地分割了本身统一的、连续的过程,使得计算结果存在较多不足。本文给出一种把流场、热、结构耦合起来进行一体化数值模拟的方法。算例证明,本方法较好地模拟了动态的物理过程。     

利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究

在FL-26y风洞中利用M1.4喷管和开孔壁试验段进行了实现低超声速流场的实验研究工作。通过实验研究验证了利用M1.4喷管在开孔壁试验段上建立起的低超声速流场的流场品质能够满足国军标合格指标的要求。实验还考察了不同稳定段总压、驻室抽气量等开车参数以及不同试验段扩开角、主流引射缝开度和开孔壁开孔率等洞体条件对流场的影响,为2.4m×2.4m跨声速风洞增设M1.4喷管,拓展该风洞试验马赫数的范围,使其具备M1.4的低超声速试验能力提供了技术支持,同时也为该风洞在下一阶段正式开展M1.4流场调试提供了可供参考的调试参数。     

航空发动机试车台的气动流场研究

航空发动机试车台的设计必须考虑气动力和流场方面的问题.由于畸变指数和旁路比等影响到试车间流场的均匀性和稳定性,必须对其加以关注.试车台进排气通道的设计也会对流场的品质产生影响.     

基于模拟退火算法与响应面模型的三维气动优化设计方法

提出了一套适用于高耗时三维气动设计问题的优化设计体系.其主要思想是采用改进拉丁超立方体试验设计选取样本点,应用自行开发的三维粘性流场求解程序进行流场计算建立数据库,采用二次响应面方法建立近似模型,再应用高效模拟退火算法进行全局寻优.以NASA rotor57为对象,在详细进行流场计算基础上采用所提出的优化体系对其进行了三维积叠优化设计.在对流量、效率加以严格约束的条件下,总压比可提高1.8%,对流场结构进行了分析.优化结果表明本优化方法省时,适于三维气动设计的特点.     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场品质是气动力试验主要误差的决定因素,常规高超声速风洞流场均匀性虽然满足国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞流场品质的要求,但其风洞流场严格意义上说是“非均匀”的,这种流场非均匀性会对模型气动力特性存在不同程度的影响。为此,在CARDC常规高超声速风洞中开展了某升力体模型和某通气模型“多位置试验”,验证了风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于国内现有的在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”。     

矢量控制技术在风洞动力系统中的应用

介绍了无速度传感器矢量控制技术的基本原理，通过对HY-750开口回流低速风洞的实验数据分析，从具体精度指标上对风洞动力系统应用矢量控制的效果进行了评估。结果表明：矢量控制技术在HY-750风洞动力系统中的应用是成功的，能够有效提高动压稳定性，改善流场品质。     

基于粒子轨迹的结冰风洞收缩段优化设计数值模拟

为了研究收缩段型面和液滴轨迹特性对结冰风洞流场品质与结冰试验效果的重要影响,获得收缩段的优化设计参数,采用数值模拟方法,使用二维简化模型对3m×2m结冰风洞收缩段的流场特性进行了研究,对几种典型收缩曲线的流场进行了计算,对比了收缩曲线对沿轴向压力分布、出口截面速度分布、不同粒径云雾粒子的极限释放距离及试验段入口云雾粒子分布的影响,结果表明:三次曲线与x_m为0.4的五次曲线不能满足流场合格指标,其他曲线流场特性差别不大,维氏曲线具有最小极限释放距离,在收缩段出口,三次曲线和五次曲线粒子包络面积最大,综合比较,x_m为0.5的五次曲线能有效兼顾流场均匀性、极限释放距离和收缩段出口粒子包络面积比.      

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。