近地低速飞行时旋翼尾涡系的畸变及其诱导速度

本文用一简化自由涡模型模拟旋翼尾涡系,用一简单涡模拟地面涡,对近地低速飞行时旋翼尾涡系的畸变及其引起的诱导速度变化作了研究。在地面涡和地面的影响下,桨盘附近的尾涡几何位置发生很大变化,导致桨盘处的诱导速度发生很大变化。尾涡畸变在桨盘处引起的诱导速度变化远远大于地面涡和地面在桨盘处直接产生的诱导速度。考虑尾涡畸变后计算出的诱导速度在桨盘处的分布和实验符合很好。     

畸变进气对双轴涡喷发动机性能的影响

基于畸变进气下压气机实验特性,数值模拟了畸变进气下双轴涡喷发动机的总体性能。在数值模拟中,运用数据平滑技术,以消除实验数据的随机波动。由此,大大改善了程序的收敛性并提高了收敛速度。计算表明,畸变进气恶化了发动机的总体性能。在计算的转速范围内,畸变进气使得推力下降最多达到15％,耗油率增加最高达5.6％。     

一种可变弯度叶片式旋流畸变发生器设计技术

为了研究进气旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一种能够产生典型对涡与整体涡可变弯度叶片式旋流畸变发生器。结合正交仿真试验设计方法,分别以对涡旋流强度为优化目标和以对涡旋流强度、整体涡旋流强度和整体涡总压恢复系数为综合优化目标对旋流畸变发生器的几何参数,包括叶片稠度、叶片数量以及轮毂比等进行气动优化设计,并采用CFD数值模拟仿真研究了旋流畸变发生器生成旋流特征。经过单指标优化分析,旋流畸变发生器生成对涡旋流强度最高可达24.60°,整体涡旋流强度最高可达38.73°。经过多指标综合优化,旋流畸变发生器生成对涡和整体涡的总压恢复系数分别提高了4.26%和3.57%。叶片式旋流畸变发生器设计具有结构简单、操作方便、试验周期短等优点,并具有较好的工程应用性。     

小流量温度畸变发生器工作特性试验研究

为了研究涡轴发动机温度畸变发生器工作特性,以氢气为燃料、空气为氧化剂,依据V型槽稳焰和传焰原理,设计了小流量温度畸变发生器,建立了小流量温度畸变发生器试验平台,针对两种不同结构温度畸变发生器进行了大量试验,获得了温度畸变发生器的总压恢复系数、总压不均匀度、面平均温升和温度分布不均匀度等工作特性,绘制了温度畸变发生器出口温度畸变图谱。结果表明:温度畸变发生器主要性能参数和出口温度图谱能够满足涡轴发动机进口温度畸变的工作要求。     

大型运输机地面涡流场数值模拟

针对地面涡现象,建立了大型运输机装配涡扇发动机的三维模型,采用数值仿真方法模拟计算不同风速、风向、滑行速度条件下的地面涡流场。根据计算结果分析得到了地面涡流场分布特征及变化规律,提出了该型机运营过程中的注意事项。结果表明：针对该型机,地面涡进气主要造成进气旋流畸变,进气总压畸变水平较低,畸变指数保持在1.1%～1.7%之间。逆风风速大于5 m/s时地面涡消失,其强度随风速增加先增后减;随着风向变化,地面涡流场的涡系结构不断变化,处于下风侧的短舱更容易产生地面涡;滑行条件下地面涡强度变化较小,滑行速度达到3 m/s时已无涡吸入。实际使用中,地面静止开车时应着重观察旋流畸变较大的1号、4号发动机的工作状态;滑行时应着重观察地面涡吸入能力较强的2号、3号发动机的外物吸入情况。     

旋流畸变对压气机失速发展过程影响的试验研究

为研究进气旋流畸变对轴流压气机失速发展过程的影响,设计了一种叶片式旋流畸变发生器。通过改变叶片式旋流畸变发生器的叶片安装方式来改变进口气流流向,产生对涡或整体涡,研究均匀进气、对涡和整体涡进气条件下低速轴流压气机失速发展的特点。试验结果表明:旋流畸变发生器达到了预期的设计要求,在压气机进口前产生了对涡和整体涡。压气机转子对进口旋流畸变有很大的影响,对正向旋流有一定加强作用,使正向旋流强度增大;对反向旋流有一定抑制作用。旋流畸变减小了压气机的稳定裕度,切向气流角越大效果越明显,使其更快进入失速,其中以对涡进气和正向涡进气条件下最为明显。旋流畸变进气条件下压气机中失速团的产生机理不发生改变,失速团传播频率不发生改变。     

进气畸变对跨声速轴流压气机气动影响的机理研究

利用插板模拟跨声速轴流压气机进口流场畸变.通过实验和数值模拟两种手段详细分析了进口畸变下跨声速压气机的流动特点、激波沿周向的分布以及压气机的失速机理.实验和数值模拟的结果表明:插板使压气机前的不同周向位置产生正、负预旋流动;转子前速度的周向分布沿轴向是不断变化的,在距离转子较近时,畸变区的轴向速度反而较大;气流在过渡区A（转子进入低压区）时为正预旋,为非激波区;在过渡区B（转子退出低压区）和畸变区时为负预旋,为强激波区;过渡区的泄漏涡最强,是不稳定流动的诱发区域.      

腔室型旋流发生器的设计与仿真研究

为了模拟旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一套腔室型旋流发生器,通过灵活改变腔室几何构形来形成不同类型和强度的旋流,利用先进的CFD数值模拟方法开展了旋流器流场特征的研究并对旋流畸变指标进行了详细分析。结果表明,腔室型旋流发生器能够产生不同强度的整体涡和对涡旋流,气动交界面处整体涡最大旋流角可以达到65.8°,对涡最大旋流角可以达到58.2°;在压气机进口截面,近壁面处旋流强度最大,整体涡可达43.5,对涡可达9.26;整体涡主要影响叶尖流场,对涡主要影响叶尖和叶根的流场。随着流量的增加,旋流器总压恢复系数降低,整体涡强度增加,对涡强度降低。     

旋流畸变影响低速轴流压气机数值模拟研究

为研究进气旋流畸变对轴流压气机性能和稳定性影响的机理,设计了一种叶片式旋流畸变发生器,分别采用定常和非定常计算方法对旋流畸变发生器和两级低速轴流压气机进行了联合数值模拟研究。定常计算结果表明:旋流畸变发生器的叶片弯角越大、对涡强度越高;对涡旋流导致压气机总压比和效率降低,稳定边界流量明显增加;对涡强度越大,对压气机性能和稳定性影响越严重;对涡的反向涡对压气机影响较大,同向涡影响较小;反向涡造成部分叶片的叶根区域吸力面附面层提前分离,是导致压气机失稳的主因;非定常解的总压比和效率均略高于定常解,两种计算方法得到的稳定边界差异明显,非定常解的稳定边界流量比定常解小19.2%,非定常计算结果更接近试验值。     

涡破碎片控制尖脊进气道总压畸变的试验研究

地面静止状态下，在Caret进气道进口下唇口外侧和外唇口下侧角落处存在一个较强的顺时针旋转大涡，涡破碎片控制该进气道总压畸变，即利用涡破碎片产生的反向旋转旋涡来抵消或减弱该旋涡。研究了涡破碎片分别安装在外唇口下侧和下唇口外侧时，几何尺寸、安装位置、以及安装角对Caret进气道出口流场总压畸变影响趋势。研究表明，安装在外唇口下侧的涡破碎片能改善总压畸变流场并可使Caret进气道在较小流量下使稳态总压畸变值减小17％，而安装在下唇口外侧的涡破碎片对畸变流场影响不大。     

通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.      

涡扇发动机进气总压畸变试验动态总压紊流度计算分析

通过对某型涡扇发动机进气总压畸变流场动态总压紊流度的计算，得到了在改变采样频率以及设计不同的数字滤波器对动态总压紊流度计算的影响结果，为分析和处理动态数据提供了一种方法。     

反旋进气混合式减涡结构流动特性数值计算

提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着无量纲入口质量流量或旋转雷诺数的增加,引气结构总压降呈现单调上升的趋势,其中在高旋转雷诺数、低无量纲质量流量工况下具有突出的减阻性能,其对应的湍流参数为0.106 4~0.324 5。相比于简单盘腔,反旋进气孔式及管式减涡器的压力损失分别降低62.5%、60.5%,混合式减涡器可降低80.4%,体现出良好的减阻引气效果。      

湍流参数对含管式减涡器盘腔流动特性影响

通过计算卷吸流量对传统湍流参数定义进行修正,并验证了修正后的湍流参数对气流流动的控制情况。结果表明:修正后的湍流参数在不同的管氏减涡器进出口位置和入口预旋下均对盘腔内的气流流场和总压系数取得了很好的控制效果。气流总压系数和实际旋流系数均同时受修正湍流参数和入口旋流系数控制。此外,随同转速下的湍流参数增加,气流保持其径向内流状态的能力增强,需要管氏减涡器抑制其周向旋转的区域减少,使得总压系数最小的最优管氏减涡器长度减短。      

Experimental investigation of flow field in a laboratory-scale compressor

The inner flow environment of turbomachinery presents strong three-dimensional, rota-tional, and unsteady characteristics. Consequently, a deep understanding of these flow phenomena will be the prerequisite to establish a state-of-the-art design system of turbomachinery. Currently the development of more accurate turbulence models and CFD tools is in urgent need for a high-quality database for validation, especially the advanced CFD tools, such as large eddy simu-lation (LES). Under this circumstance, this paper presents a detailed experimental investigation on the 3D unsteady flow field inside a laboratory-scale isolated-rotor with multiple advanced measure-ment techniques, including traditional aerodynamic probes, hotwire probes, unsteady endwall static pressure measurement, and stereo particle image velocimetry (SPIV). The inlet boundary layer pro-file is measured with both hotwire probe and aerodynamic probe. The steady and unsteady flow fields at the outlet of the rotor are measured with a mini five-hole probe and a single-slanted hotwire probe. The instantaneous flow field in the rotor tip region inside the passage is captured with SPIV, and then a statistical analysis of the spatial distribution of the instantaneous tip leakage vortex/flow is performed to understand its dynamic characteristics. Besides these, the uncertainty analysis of each measurement technique is described. This database is quite sufficient to validate the advanced numerical simulation with LES. The identification process of the tip leakage vortex core in the instantaneous frames obtained from SPIV is performed deliberately. It is concluded that the ensemble-averaged flow field could not represent the tip leakage vortex strength and the trajectory trace. The development of the tip leakage vortex could be clearly cataloged into three phases according to their statistical spatial distribution. The streamwise velocity loss induced by the tipleakage flow increases until the splitting process is weak and the turbulent mixing phase is dominant.     

飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究

对两侧Bump进气道进行了动态特性风洞试验研究。研究表明：飞机做俯仰机动时,进气道相关性能参数随着时间作周期性变化;迎角a〉10°时,上仰过程中,进道总压恢复系数口、出口总压综合畸变w、出口总压周向畸变△σ0降低,下俯过程中则升高．且上仰过程中L述参数值明显小于下俯过程,一个俯仰周期形成一个闭合环路;进气道出口总压脉动平均紊流度Tu在整个过程中变化不大。     

湍流模型对三维翼梢涡流场数值模拟的影响

 梢涡流场数值模拟对减少梢涡的不良影响意义深远。应用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法建立了三维翼梢涡流场数值模型,选用的湍流模型包括两种经典两方程模型和一种代数雷诺应力模型。计算内容包括翼梢涡流场速度分布、压力分布及涡核位置,为了准确模拟梢涡涡核内系统旋转和流线曲率影响,将旋转和曲率修正方法应用于选用的湍流模型中。计算时对翼梢涡涡核处网格进行了加密处理。将计算结果与实验结果对比后发现,修正后的湍流模型较标准湍流模型明显提高了预报精度,与实验结果吻合较好,具有工程应用价值。     

混合流场控制的大涡模拟

采用大涡模拟方法研究了三维小扰动下,混合流场大尺度拟序结构的产生和演化过程,捕捉了展向涡的卷起、配对、合并,以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构,分析了拟序结构与入口扰动方式之间的内在联系,再现了涡卷自身撕裂而引发转捩的现象。     

Design and examination of a turboprop inlet with scavenge duct

The inlet with scavenge duct is an important part of turboprop aircraft engine. This type of inlet normally has a complex shape, of which the design is challenging and directly affects the flow field quality of the engine entrance and thus the engine performance. In this paper, the parametric design method of a turboprop aircraft inlet with scavenge duct is established by extracting and controlling the transition law of the critical characteristic parameters. The inlet’s performance and internal flow characteristics are examined by wind-tunnel experiment and numerical simulation. The results indicate that a flow tendency of winding up on both sides is formed due to the induction of the inlet profile, as well as a vortex pair on the back side of the power output shaft. The vortex pair dominates the pressure distortion index on the Aerodynamic Interface Plane (AIP). In addition, with the increase of freestream angle of attack, the total-pressure recovery coefficient of the inlet increases gradually while the total pressure distortion index decreases slightly. On the basis of the experimental results under different working conditions, the parametric design method proposed in this paper is feasible.     

子午扩张对涡轮内旋涡结构影响的数值模拟

求解了某型航空发动机的低压涡轮导向器内流场。采用的数值方法为具有 TVD性质的三阶精度GODU NOV格式,湍流模型为 B-L代数模型及 MML模型的混合修正模型。该涡轮导向器的一个显著特点是由于结构上的要求,静叶前子午流道在上端壁具有较大的扩张角。通过数值模拟及流场内涡系结构和损失的分析表明,由于子午扩张造成端壁附面层增厚并在静叶前形成较大的分离区。该分离区的存在不但使静叶前损失急剧增加而且使上端壁马蹄涡和通道涡尺度加大,强度增强,引起流道内损失增加。