扩压器对基本级性能的影响

使用数值方法和试验手段研究了带无叶扩压器和不同进口安装角的叶片扩压器对基本级的性能影响.针对带无叶扩压器的基本级,重点研究了近喘振点、设计点、近阻塞点3种工况的内部流动特性,结果表明近喘振点的叶轮叶片进口、叶轮叶片出口、回流叶片背面均存在低速涡流区,而设计点和近阻塞点的流动状态良好,对于近阻塞点,流动速度较大引起的摩擦阻力损失增大,导致了基本级多变效率下降很快;对带单圆弧叶片扩压器的基本级,细致地研究了匹配不同进口安装角的单圆弧叶片扩压器对喘振裕度、阻塞裕度和效率的影响,结果表明:在出口安装角不变的情况下,扩压器进口安装角比设计值降低3°,基本级的多变效率和多变能头系数达到最佳值.      

高负荷离心压气机管式扩压器特点及机理分析

以某高负荷离心压气机为研究对象,进行管式扩压器设计,借助于数值模拟的方法,对影响扩压器性能的重要参数--喉部面积进行参数化研究,并详细分析了管式扩压器特殊的进口结构对压气机内部流场的影响,初步探讨了管式扩压器喉部设计准则,摸清其提高效率扩大稳定工作范围的机理.     

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制。     

大面积比超音速扩压器的工程设计方法

对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法，并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设计方法，可以进一步提高火箭发机机高空模拟试验的模拟高度，进行多种发动机高空模拟试验。     

Research on the aerodynamics of intermediate turbine diffusers

Intermediate turbine diffusers represent the flow path between the high pressure and the low pressure turbine of a high-bypass ratio turbofan aero engine. Caused by the different rotational speeds of high and low pressure spool, these components have to diffuse and guide the flow safely to a larger diameter without disturbances or boundary layer separations. The large radial offset between in- and outlet of intermediate turbine diffusers leads to a pronounced S-shape. The trend for further increased bypass ratios will require more attention to this component since its shape influences the overall weight of engine and nacelle considerably. The complicated aerodynamics of these annular ducts has to be understood to realize short S-shaped diffuser designs. This article tries to review the flow evolution through intermediate turbine diffusers and discusses the influence of the different effects in a systematic way. Investigations by various researchers are presented and test turbine rigs for experiments under engine realistic duct inlet conditions are described. Special focus is laid on different measures for the designer to produce more aggressive diffuser layouts whilst keeping the losses low. The application of flow control, shape optimization and endwall contouring are promising actions to shorten the diffuser length and, furthermore, to gain an engine weight reduction. The paper ends with a discussion of new design concepts for turbine ducts as well as for future engine architectures. It can be concluded that intermediate turbine diffusers will become a key component for keeping the overall engine weight and fuel burn low.     

离心压气机管式扩压器研究进展及评述

紧凑高效的扩压器设计非常具有挑战性,成为制约高压比离心压气机应用于工程实际的主要技术障碍。管式扩压器是解决高压比离心压气机扩压器设计难题的有效手段。目前管式扩压器已经在国外先进中小型航空发动机中得到了应用,有效地提升了离心压气机性能。本文从管式扩压器设计参数对压气机性能的影响以及管式扩压器内部复杂流动机理研究两个方面对管式扩压器的国内外研究进展进行了回顾,讨论了管式扩压器内部流动机理及其对离心压气机性能的影响,并指出了管式扩压器研究的发展趋势。     

基于小波神经网络的无叶扩压器失速分析

用来自不同文献的实验数据作为样本,对小波神经网络进行训练,并利用训练好的神经网络研究叶轮和扩压器几何尺寸对无叶扩压器失速的影响.计算分析结果表明:几何尺寸对于宽、窄扩压器失速的影响表现不同,这也证明了不同宽度的扩压器的确存在不同的失速机理.文章的结果,对无叶扩压器的设计具有一定的借鉴意义.      

一种二元高超声速进气道起动特性的尺度效应研究

对一种二元混压式进气道三维流场进行了数值和实验考察,研究了不同尺度进气道模型自起动性能的变化。结果表明,在相同来流单位雷诺数条件下,随着模型尺度的减小,进气道自起动马赫数有所提高,起动性能有所降低。同时对不同尺度模型进行雷诺数匹配,发现在相同雷诺数下,不同尺度模型的起动性能相近,表明雷诺数是影响不同缩尺模型起动性能不同的主要原因。在可获得的实验结果范围内,数值模拟所得到的自起动结果基本与之相符。此外,对实验中发现在低雷诺数下进气道反而呈现出自起动特征的异常现象进行了初步分析,通过数值模拟比较指出了低雷诺数下来流偏向层流流态,可能会导致进气道呈现一种“起动”状态。     

涡流发生器控制亚音速扩压器中分离流

 本文对涡流发生器在二元亚音扩压器分离流控制中的应用作了进一步的试验研究。通过精心地选择涡流发生器的结构参数,排列型式和安装位置、有效地控制了处于大瞬变失速流动状态的二元亚音扩压器内的流动分离,从而大大改善了扩压器的稳、动态性能。     

雷诺数效应对小流量多级轴流压气机的性能影响

通过试验和数值模拟,对一台设计压比为6,效率0.84的小流量轴流压气机进行了雷诺数效应的分析和研究。介绍了这台压气机在设计转速下的性能曲线、不同雷诺数下折合转速n=0.85的试验结果,以及二维平面叶栅和三维数值模拟分析结果。试验和数值模拟的分析表明,随着雷诺数降低,会增加附面层厚度,改变压气机的三维流场结构,降低压气机的性能。根据折合转速n=0.85的试验和数值模拟分析结果,对这台压气机在折合转速n=1.0性能进行了雷诺数修正。      

扩压段对高超声速推进风洞起动的影响

高超声速推进风洞是进行超燃冲压发动机模型地面模拟的重要试验设备。其中,扩压段的设计非常重要,它不是孤立的,而与主流系统和引射系统密切相关。通过对不同几何形状的扩压段在不同安装位置进行调试,研究在风洞起动过程中整个系统流动状态的演变规律,探索扩压段的优化设计。实验表明,扩压段应安装在距主喷管较近的位置,并具有与主喷管相匹配的入口面积和形状。扩压段的形状应设计成能使主气流通过一系列斜激波串减速的通道。扩压段应具有一定的长度以保证主气流减速到一定程度。     

带气腔的离心压缩机旋转失速的三维数值模拟

使用商业CFD计算软件CFX求解三维雷诺平均的Navier-Stokes方程组, 结合出口气腔模型对某带无叶扩压器的离心压缩机的旋转失速现象进行数值模拟.首先使用定常计算得到了该离心压缩机的稳态性能曲线, 并和实验测量值进行了比较.然后引入出口气腔模型, 模拟离心压缩机内的旋转失速流动.在小流量下, 从矢量图和径向速度等值线图中观察得到了离心压缩机内部流场的非定常流动现象.还研究了气腔模型不同参数对失速流动的影响, 结果表明气腔体积越大, 计算得到的失速频率越低.      

Numerical investigation of transitions in flow states and variation in aerodynamic forces for flow around square cylinders arranged inline

This study focuses on the transitions in flow states around two-, three- and four-inline square cylinders under the effect of Reynolds numbers at two different gap spacing values using the lattice Boltzmann method. For this purpose, Reynolds number is varied in the range 1–130 while two different values of spacing taken into account are gap spacing?=?2 and 5. Before going to actual problem, the code is tested for flow around a single square cylinder by comparing the results with experimental and numerical results of other researchers, and good agreement is found. The current numerical computations yield that for both spacing values and all combinations of cylinders there exist three different sates of flow depending on Reynolds numbers: steady state, transitional state and unsteady state. It is found that the range of Reynolds numbers for these flow states is different for both spacing values. At gap spacing?=?2 the range of Reynolds numbers for each flow state decreases by increasing the number of cylinders while at gap spacing?=?5 opposite trend is observed. The results also show that at gap spacing?=?2 the reduction in drag force is greater than the corresponding reduction at gap spacing?=?5. The maximum reduction in drag force is observed at Reynolds numbers?=?1 at both spacing values. Similarly, at both spacing values and all Reynolds numbers, the maximum reduction in drag force is observed for the case of four-inline square cylinders.     

某轴流式血液泵的实验与改进设计

原型血液泵LAP-00的数值模拟及实验结果表明,在设计转速9000r/min下,最大效率点对应的设计点流量为11L/min,远大于临床所需38L/min的流量,致使血液泵在实际应用时效率偏低;而静子区域存在的流动分离与回流,极易造成血流停滞进而引发血栓.改进后的血液泵LAP-23,将设计转速从9000r/min降低至8000r/min,减小了转子叶尖切应力对血细胞的破坏;设计点流量降低至6L/min,并消除了静子区域内的分离和回流.      

一种大负荷低压涡轮叶型的气动性能

基于Lantry-Menter转捩模型,分别对Zweifel升力系数为1.2的一种大负荷低压涡轮叶型在定常来流不同湍流度、雷诺数条件下,上游非定常、周期性尾迹作用下的流动进行了数值模拟.计算结果表明,定常来流低雷诺数条件下,湍流度对该大负荷叶型的气动性能影响较大;上游非定常、周期性尾迹对叶型吸力面分离泡的抑制作用可进一步减小低雷诺数条件下的叶型损失.计算结果揭示了该大负荷叶型在低压涡轮内部真实流动环境中的表面流动及损失特征,对国内现行低压涡轮设计有着较好的启示.      

离心压气机级串列叶栅扩压器内流场的数值研究

对某一带串列叶栅扩压器的离心压气机级进行了数值模拟,分析了串列叶栅扩压器后排叶片不同周向位置对压气机级流动及性能的影响.结果表明:串列叶栅扩压器性能优于单列叶栅扩压器,其后排叶片在不同周向位置处效率和压比均优于单列叶栅扩压器,效率提高幅度能达到1.9%,压比的提高幅度为2.85%.串列扩压器分流叶片的周向位置对其内部流动情况有显著影响,两排叶片之间存在一个最佳位置使扩压器损失最小.串列叶栅扩压器的主要损失集中在50%叶高以上的区域.      

前台阶流场的传热实验研究

本文尝试用瞬态实验方法, 在卢德威格风洞实验台上, 对小台阶高度 (H=4.0mm)的前台阶二维流场进行传热实验研究, 测定了当雷诺数为 11800至32200时的流场内热流通量和努谢尔特数的变化规律以及努谢尔特数随雷诺数变化的准则关系式。实验结果是令人满意的。      

论定常不可压粘流的积分方程解法

本文对定常不可压粘性绕流积分解法中的涡量迭代过程、涡量边界条件的提法以及压强系数的计算等方面都作了改进,使数值解更易于稳定收敛并提高精度。为了验证本文的方法,对低雷诺数下的圆柱绕流进行了计算,结果表明计算效率是高的,迭代过程是稳定的。将本文方法推广到三维流动没有原则上的困难。     

应用LDV研究二元管道内分离流动

应用二维激光多普勒仪测量了二元曲壁非对称扩张通道内的湍流附面层分离流动。得到了时均速度、雷诺应力、平均流动方向角及正反向间歇流动因子的分布。文中给出了所测结果的不确定度,并在激光测速的近壁测量上做了尝试。实验结果分析表明:间歇瞬时分离点对应于附面层内垂直压强梯度的最大值;Schofield的速度尺度和长度尺度可用于形成新的速度相似型;正反向间歇流动因子γpuo与平均流动方向角存在着简单的线性关系。     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%～5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105～2.31×105。试验结果表明：低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大。格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用。与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出。