低雷诺数亚声速扩压平面叶栅试验

采用试验方法研究了某亚声速扩压叶型叶片表面和尾迹区气流在低雷诺数条件下的流动特点,获得了叶型损失系数在不同雷诺数情况下的变化规律.试验结果表明:随着低雷诺数降低,叶片表面马赫数分布以及叶栅尾迹区流动均发生剧烈的变化,叶型损失系数也急剧增大;叶型性能变化的转折雷诺数随进口马赫数增大而增大;低雷诺数下叶片吸力面的流动分离是引起叶栅尾迹特性改变和损失系数迅速增大的主要原因.      

叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响

采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.      

缝隙扩压叶栅近壁流场与流动损失实验

为了探索缝隙射流对高负荷扩压叶栅气动性能与近壁流场结构的影响机制,实验研究了设计冲角下有/无缝隙结构的高负荷弯曲扩压叶栅近壁流场结构与出口气动损失分布规律,获得了叶片近壁压力场数据、流动图谱以及叶栅出口流动损失参数.结果表明,缝隙两端压差导致的从叶片压力面到吸力面的射流能够增加附面层高熵流体的能量,缝隙射流将局部积聚的低能流体及时引向主流,减小高熵流体在叶展中部或端区掺混撞击,抑制了栅后尾迹高熵流体的过度聚集,从而有效提高高负荷压气机叶栅气动性能.     

环形分配器式扩压器性能数值模拟

为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器.采用计算流体动力学(CFD)方法.对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻合,然后将此计算处理方法应用到环形分配器式扩压器中.研究结果表明:CFD软件能够准确地模拟矩形分配器式扩压器的内部流动,且准确度较高,数值模拟结果与试验结果偏差不大于±5％;环形分配器式扩压器具有优良的减速增压功能.在燃烧室进口Ma数高达0.36时,设计的环形分配器式扩压器的总压损失仅为2.89％,静压恢复系数为0.647;Ma数为0.42时,总压损失和静压恢复系数分别为4.12％和0.653,小于短突扩扩压器的总压损失.并且扩压器内均无流动分离.因此分配器式扩压器具有较大潜力,能够满足未来先进燃烧室的性能要求.     

微通道直角突缩弯道气体流阻特性

采用有限体积方法,研究了矩形截面微通道直角突缩弯道局部流场及压力损失机理,重点考虑了雷诺数和弯道进出口截面面积比对局部流场及压力损失的影响,雷诺数范围为1~200,特征尺寸为500 μm.研究表明,低雷诺数时压力损失主要由壁面摩擦产生,弯道压力损失系数与具有相同中心线长度的直通道的压力损失系数变化趋势相同,但在数值上较小,突缩弯道会引起弯道内速度型发生变化,影响弯道压力损失;而高雷诺数时,压力损失主要由弯道内角位置的速度分离及漩涡产生,突缩弯道会抑制速度分离及漩涡产生,进而降低弯道压力损失.根据计算结果,拟合了弯道压力损失系数与雷诺数及进出口截面面积比的关系式.     

航空二冲程汽油发动机均值模型的试验与仿真

采用机理建模和试验建模相结合的方法建立了航空二冲程汽油发动机平均值模型.二冲程汽油机平均值模型主要分为3个动态子模块:燃油蒸发与油膜动态子模块、进气道与曲轴箱扫气子模块和动力输出子模块.建模中考虑了簧片阀的建模,同时考虑了扫气过程中的短路损失,进行了空燃比的计算.对发动机动力输出、转速和空燃比进行了Matlab/Simulink仿真,仿真结果和实验数据吻合,证明了该均值模型的正确性.      

全三维、多叶排内外涵风扇压气机叶型优化研究

以某风扇/压气机为研究对象,采用全三维叶型优化方法对研究对象在整机条件下进行优化设计.对优化前后风扇/压气机进行全三维数值模拟并对计算结果进行对比分析研究,结果表明:优化后在不改变风扇级总压比的情况下设计点附近效率提高1.05%;在近设计点叶型改进后明显改善了风扇和外涵静子主流道的流场结构,根、尖两个截面流场显示采用新叶型后对内、外涵静子通道内流动均有不同程度的改善.      

航天器导热脂出气性能试验

利用自行研制的空间出气分子污染低温凝结效应环模测试设备,原位、定量测试航天器导热脂的出气性能,给出相应的实验测试数据和分析结论,并结合以往星上数据分析了该材料在航天器上使用的可能性,为该类材料在航天器上的使用提供设计依据.     

尾迹对压气机转子性能影响的非定常数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法,研究了上游尾迹对轴流压气机转子性能及其尖部非定常流动的影响.结果表明,在一定情况下,上游静子尾迹与转子内部流动的非定常相互作用,有可能改善近失速点的气动性能,如转子压比和效率升高,工作范围增大.其原因主要为:上游静子尾迹使转子尖区一次泄漏涡强度减弱,减少了二次泄漏涡强度或抑制了二次泄漏涡的产生,最终导致尖区损失减少;此外,尾迹使尖区激波位置后移,改变了尖部弦向的负荷分布,最终导致压气机稳定工作范围增大.     

进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响

在低速条件下,对不同进口附面层厚度的大折转角环形弯曲扩压叶栅进行了实验和数值研究,分析了在不同厚度的进口附面层条件下叶片弯曲对扩压叶栅气动性能的影响.结果表明,相比实验进口附面层条件,当进口附面层较薄时,在多数冲角情况下采用正弯叶片对叶栅气动性能的改善程度都有所增大,而较大正冲角时,在较大折转角叶栅中采用较大弯角的正弯曲叶片仍然引起损失激增.