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在高性能航空与民用燃汽轮机设计过程中,涡轮叶栅内部叶片表面边界层由层流向湍流的转捩始终得到设计者的关注,原因就在于叶片表面边界层流态与叶型损失密切相关。笔者在特定的低速来流条件下,采用多种剪敏液晶显示材料,深入研究了叶栅风洞中叶片表面边界层流态剪敏液晶显示技术,对美国联合技术公司(UTC)提供的涡轮叶栅进行了大量吹风实验,从实验拍摄的图像分析,证实了该项技术能够在一定范围内较为准确地探测叶片表面边界层转捩的发生。为从机理上更深刻地认识叶片表面粘性边界层转捩机制,笔者对来流马赫数和冲角对转捩过程的影响进行了分析。 相似文献
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针对PIV技术在暂冲式高亚声速平面叶栅流场中遇到的示踪粒子投放问题,通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳定段前的撒播器,有效地使示踪粒子均匀地与主流混合,并成功开展了某扩压平面叶栅叶片槽道及出口尾迹可视化测量,获得了零迎角、进口马赫数0.2~0.8状态下的二维速度矢量场。为了验证PIV在叶栅流场测试结果的可靠性,在相同工况下,将PIV测量结果分别与数值计算结果和三孔尾迹探针测量结果进行了对比分析。结果表明:采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构,与数值模拟结果较为接近;PIV与三孔楔形尾迹探针在叶栅出口尾迹的测量所获得的气流速度和主流区的出口气流角重合性较好;尾迹分离区的出口气流角重合性略差,主要原因是尾迹区气流角超出了探针校准范围,这也说明了PIV测试技术优势。本文提出的PIV测量技术也可用于连续式叶栅风洞中。 相似文献
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用双激波模型计算风扇/压气机非设计点的性能 总被引:2,自引:0,他引:2
根据现代高速风扇/压气机内激波波系的真实结构,将适用于预测高速叶型激波损失的双激波模型引入基于基元叶片特性的流线曲率法程序,发展了一种用于预估高速风扇/压气机非设计点性能的方法。该双激波模型考虑了来流马赫数和攻角变化,较真实地反映了高马赫数风扇/压气机的实际工作状况,扩展预测风扇/压气机非设计点性能的能力。利用该模型,本文分别对一台叶尖马赫数达到1.4的大涵道比风扇和一台叶尖马赫数高达1.5的三级风扇的非设计点性能进行了计算,计算结果与试验结果保持了较高的吻合性。 相似文献
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进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性,本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理;随着马赫数从0.2增加到0.6,周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右,径向总压畸变指数最大不超过0.055,马赫数越大,总压畸变越剧烈,周向总压畸变占据主导;出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85;相比数值计算、总压耙测量,五孔探针测得结果更加全面、合理。 相似文献
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对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。 相似文献
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准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础。目前采用的单排测压耙或多排测压耙、固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况,因此开展了新方法的研究工作。选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象,开展了试验方法研究:用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响;研制了专用的三自由度压力测量装置;开展了Ma6条件下的风洞试验,获得了喷管出口附近的壁面压力、出口处的静压和皮托压力。试验结果表明:壁面压力和出口静压总体呈两侧高、中间低的趋势;模型壁面温度对重复性精度有较大影响;测压排架与喷管壁面之间的相互干扰对静压测量准度产生影响。 相似文献
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矩形转圆形进气道马赫5正8°攻角启动性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在马赫5、正8°攻角状态对收缩比为6.9的带楔形前体的矩形转圆形内收缩进气道进行了风洞试验和数值模拟,研究了该进气道无放气及有放气时在风洞中的启动特性。结果表明,无放气状态该进气道在风洞中并不能顺利启动,不启动状态进气道顶板上存在较大分离区,分离激波被推出内压缩段,此时总压恢复仅为0.378,增压比为54.1,出口马赫数为1.48。通过在内压段的顶板上激波附面层相互作用区域放气后,该进气道可在风洞中正常启动。启动后总压恢复为0.558,增压比减小至44.9,出口马赫数为1.84,放气量约为唇口封闭处截面流量的1.2%。以上研究表明,放气可有效改善内收缩进气道的启动性能,启动后放气量较小,总体性能较优。 相似文献
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针对FL–51低速风洞单支杆腹撑,为研究和优化其支架干扰特性,在风速为70和50 m/s时,开展了支杆预置角11°时(支杆与模型机身轴线的夹角为79°)的24棱、圆截面和截断翼型截面的三维支杆在飞机巡航与增升构型下的纵、横向两步法支架干扰试验。在预置角11°单支杆腹撑支架干扰特性研究基础上,进一步开展预置角为30°、60°(支杆与模型机身轴线的夹角分别为60°和30°)时24棱、圆截面和截断翼型截面支杆的支架干扰特性风洞试验研究。为进一步分析不同尺寸、截面形状的二维支杆绕流与尾流特性,开展了风洞PIV试验。研究结果表明:翼型支杆纵向支架干扰最优,但在横向恶化;随着最大厚度的增大,翼型支杆的尾涡具有较好的一致性,24棱和圆截面支杆的尾涡则随直径变化存在一定的变化;对于仅进行纵向试验或以纵向试验为重点的风洞试验,支杆宜选择翼型截面或适当截断的翼型截面。 相似文献