风扇湍流宽频噪声特性的数值计算分析

基于Gliebe发展的风扇自噪声经验预测模型与Mugridge-Morfey发展的湍流-叶片干涉噪声分析预测模型,以GE公司R4风扇为研究对象,详细分析了风扇自噪声与转子尾迹湍流-出口导叶干涉宽频噪声(湍流干涉噪声)的特性.研究了不同的风扇设计参数和湍流参数对风扇自噪声与湍流干涉噪声的影响.计算结果表明:湍流干涉噪声对风扇宽频噪声起着主要作用,湍流干涉噪声比转子自噪声大约6~10dB,比出口导叶自噪声大约20dB.此外,出口导叶来流速度对湍流干涉噪声的影响最大,来流速度增大15%时,声功率可增大4dB左右.湍流强度对湍流干涉噪声影响较大,当湍流强度增加30%时,声功率增大约1.5dB.      

基于Contourlet变换的图像去噪算法

针对小波变换不能有效地表示图像纹理和轮廓的缺陷,本文重点研究了基于Contourlet变换的图像去噪算法。首先对图像进行Contourlet变换,得到能量集中分布的变换系数,再对变换后的系数应用Bayes-Shrink去噪方法进行降噪处理,并分别比较了运用硬阈值方法和软阈值方法的处理效果。结果表明:基于Contourlet变换的图像去噪算法在峰值信噪比(PSNR)效果和去噪质量上都优于小波变换。     

主流湍流度对涡轮导叶吸力面W型气膜孔冷却效率影响的实验研究

为了获得亚声速涡轮导叶吸力面不同位置处单排W型气膜孔的气膜冷却特性,在短周期跨声速风洞中实验研究了吹风比、主流湍流度对W型气膜孔冷却效率的影响。两列单排气膜孔分别布置在吸力面16%和21%相对弧长处,实验进口雷诺数范围为3.0×10⁵~9.0×10⁵,吹风比范围是0.5~2.0,叶栅出口等熵马赫数为0.8,高低湍流度分别为14.7% 和1.3%。实验结果表明：低湍流度时孔排1和孔排2下游的气膜冷却效率都随吹风比的增大先增大后减小,最佳吹风比分别为BR=1.2和BR=0.8。由于孔排1和孔排2所处位置的主流边界层状态不同,导致湍流度对于气膜冷却效率有不同的影响。对于孔排1,大吹风比时高湍流度使冷气核心向壁面移动,提高了气膜冷却效率;而小吹风比时,湍流度对冷却效率的影响随雷诺数升高而减弱。对于孔排2,大吹风比时高湍流度提高了孔附近区域的冷却效率,同时加快了冷却效率沿流向下降的速度,而在小吹风比时高湍流度显著降低了孔排下游气膜冷却效率。     

换热效应对燃气涡轮发动机过渡态性能的影响

在非定常换热模型基础上,提出了换热效应不影响旋转部件功的假设,以及气冷涡轮换热的简化处理方法,建立了考虑换热效应的发动机过渡态性能计算模型.针对某双转子涡扇发动机加减速过程进行了数值模拟.结果表明:换热效应对整机性能的影响主要表现为各部件的响应滞后,而低压转子的响应滞后最为明显;压气机的换热时间常数小于涡轮;在旋转部件中,叶片的换热时间常数最小,轮毂次之,机匣最大.      

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

轴向三级旋流燃烧室流场结构大涡模拟

为深入了解真实航空发动机燃烧室内部复杂流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格模型对一种轴向3级旋流燃烧室的单个头部矩形试验模型0.5MPa下冷态流场结构进行了LES(大涡模拟).为避免试验模型简化误差,对包括火焰筒上约2000个气膜孔在内的燃烧室所有精细结构进行了完全仿真.计算模拟了燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常状态的完整非定常发展过程,成功捕捉到主旋流与横向对冲射流相互影响作用及涡旋破碎等细观结构,获得的测点湍动能谱与湍流经典理论中惯性子区-5/3规律一致,LES时间平均流场结构与已有PIV（particle image velocimetry）试验结果吻合,表明所建立的高仿真网格与LES方法可进一步用于真实航空发动机环形燃烧室流场数值模拟.      

某型航空发动机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

燃料物性对燃烧室燃烧特性有着非常大的影响,是研究设计中首要考虑的参数。借助数值计算方法,采用Fluent稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散模型(EDM)对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行计算及对比研究,得到该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0~#柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。结果表明:在相同工况下,当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0~#柴油后,其热态温度场分布基本一致,流量分配最大差异在0.45%之内,燃烧效率降低约4.3%,NO和碳烟粒子排放量相当,出口温度分布和总压损失差异分别在1.0%和4.1%之内。     

可变几何燃烧室技术发展

对航空发动机可变几何燃烧室的研究状况进行了总结,燃烧室中可变几何结构包括气流分配器、旋流器、掺混孔、火焰稳定器等。可变几何的概念提供了一种灵活控制燃烧室内部气流分配的可能性,为减少发动机尾气排放、提高燃烧效率、保持燃烧室工作的稳定性和可靠性提供了新的突破点。     

基于SODIX方法的叶片前缘噪声指向性及降噪实验研究

以NACA 65(12)–10独立基准叶片为对象,使用线性传声器阵列和SODIX(SOurce DIrectivity modeling in the cross-spectral matriX)方法对基准叶片前缘噪声指向性分布特征及波浪前缘对叶片前缘噪声的影响进行了实验研究。开发了SODIX数据处理程序并进行了数值仿真验证,结果表明：不同指向角下计算结果的最大误差不超过0.26 dB。在半消声室内,利用由31个传声器组成的非均匀分布优化阵列,对NACA 65(12)–10独立基准叶片和仿生学叶片的前缘噪声开展了参数化声学实验。结果表明：在40°～142°指向角测量范围内,基准叶片前缘噪声指向性符合典型偶极子声源特征,峰值在130°指向角附近;随着频率升高,基准叶片前缘噪声指向性产生了显著的“波瓣”现象,频率越高,“波瓣”越多。进一步研究表明：不同波长和幅值的前缘构型都可以有效降低指向角测量范围内的前缘噪声;与波浪前缘的波长相比,波浪前缘的幅值对前缘噪声的影响更为显著,特别是在90°～120°指向角范围内,A30W20叶型的降噪量可达7.71 dB。     

超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究

针对超燃冲压发动机进气道状态监测系统的需求,通过对超燃冲压发动机进气道进行二维流场数值模拟,得到了超燃冲压发动机进气道在不同马赫数、不同反压下的数值模拟结果,进而通过分析进气道从起动状态到不起动状态下的壁面静压分布特性,给出了进气道起动状态的初步判断准则。在确定了进气道监测参数的基础上,将可拓学理论用于超燃冲压发动机传感器选型中,建立了超燃冲压发动机传感器选型的综合评价方法,并以压力传感器选型算例验证了该方法的可靠性。该研究为超燃冲压发动机参数测量方案制定和状态监测系统设计提供参考。