等离子体激励对串列叶栅流动分离抑制效果的数值仿真

为了探究不同等离子体激励布局对串列叶栅角区流动分离抑制的效果,采用数值仿真方法,在流动分离前施加激励,对不同布局激励前后流场的流场结构和总压损失沿流向分布进行对比,分析了等离子体激励布局对串列叶栅角区流动分离的影响,以及激励对串列叶栅气流掺混的影响。结果表明:在来流马赫数为0.5、攻角为4°时,ACU2布局激励对流动分离有较好的抑制作用,总压损失系数减小10.74%;ACU2-ACU5组合激励对抑制后排叶片的角区分离有较好效果,总压损失系数降低25.09%。     

不均匀进口总压对涡轮气动性能的影响

为了探究不同进口总压分布对涡轮气动损失的影响规律及作用机理,以 GE-E3 发动机高压涡轮的第 1 级导叶为研究对象,通过设定总压畸变高度和强度,利用数值模拟方法对多种涡轮进口 1 维分布形式下的涡轮气动性能展开研究。结果表明:当端区总压强于中展区总压时,静叶压力面附近流体向中展区汇集碰撞,出口效率降低;随进口总压畸变强度的提高,静叶出口效率线性降低;当端区总压弱于中展区总压时,静叶出口效率变化不大;单级涡轮出口效率随总压畸变形式变化的规律与静叶的类似。     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

导叶冷却对涡轮级性能影响的数值研究

针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50%增加至6.25%,叶片绝热壁温降幅达11.19%,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95%和12.01%,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39%和1.51%.      

基于Bezier曲线的端壁造型设计方法研究

为探索端壁造型提高涡轮导叶气动性能及改善其流场的潜力,了解端壁造型对高压涡轮级性能的影响,根据非轴对称端壁造型技术的基本原理,提出了一种基于Bezier曲线与三角函数曲线相结合的新型非轴对称端壁造型设计方法,并以一级高压涡轮导叶为研究对象,通过改变幅值的取值,对其下端壁进行了6种不同的端壁造型设计。同时,利用数值模拟方法对造型前后的涡轮导叶在级环境下进行了全三维流场计算。计算及分析表明:合理地进行端壁造型可以有效地减小涡轮导叶通道内的流动损失,并且,在应用该设计方法对涡轮导叶下端壁进行端壁造型时,幅值的取值存在一个最佳值6mm,即10%叶高,此时导叶出口总压损失系数降低了0.94%。然而,非轴对称端壁造型也影响了导叶与动叶之间的相互干涉,从而导致高压涡轮级性能的下降。     

深空探测器自主技术发展现状与趋势

深空探测器距离地球远、所处环境复杂、苛刻,利用地面测控站进行深空探测器的遥测和遥控已经很难满足探测器控制的实时性和安全性要求。深空探测器自主技术即通过在探测器上构建一个智能自主管理软件系统,自主地进行工程任务与科学任务的规划调度、命令执行、星上状态的监测与故障时的系统重构,完成无人参与情况下的探测器长时间自主安全运行,自主技术已经逐渐成为深空探测领域未来发展的一项关键技术。本文首先分析了传统测控模式对深空探测的约束,回顾了深空探测器自主技术发展的现状,分析了实现深空探测器自主运行的关键技术,包括在轨自主管理系统设计技术、自主任务规划技术、自主导航与控制技术、自主故障处理技术和自主科学任务操作技术。然后结合深空探测工程实施和技术发展需求,提出未来深空探测器自主技术发展的趋势和重点。     

连续旋转爆轰燃烧室的性能

利用二维可压缩欧拉方程数值研究了当量氢气/空气在连续旋转爆轰燃烧室(CRDC)中的流场情况,主要考查了不同CRDC周向尺寸下燃料入流总压对增压比、燃烧效率、容积热负荷及其NOx排放等性能的影响.结果表明:当CRDC周向尺寸为150mm时,随着燃料入流总压的提高,增压比基本保持不变,燃烧效率和容积热负荷均呈线性增长;当CRDC周向尺寸为250mm时,随燃料入流总压的提高,爆轰波头数加倍,容积热负荷仍呈线性增长,但是增压比及燃烧效率均出现转折性下降.与传统的等压燃烧室相比,CRDC具有更高的性能.当计算域为250mm×40mm时,增压比高达2.706,大大提高了燃气的做功能力;容积热负荷达到2.18×1010W/m3;而NOx排放质量浓度为0.692mg/m3,保证了低排放的要求.      

进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理

研究了进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理方法,详细介绍了传感器选型、测点布局、受感部设计、测试及采集系统构建的要点,开发了通用动态数据处理软件,并重点研究了动态总压数据处理方法和参数选择问题。通过某型飞机/发动机的进气道/发动机相容性试飞应用及其数据处理表明:提出的测试与采集方案合理可行,工程应用情况良好;动态数据处理中应合理选择截止频率、滤波器阶次以及滤波函数。     

畸变进气下叶片弯曲对某转子叶尖区域流场的影响

以跨声速轴流压气机NASA转子11为原型进行周向弯曲改进,对得到的周向弯曲转子与原型转子内流场在相同的进出口条件和设计转速下进行了非定常数值模拟,结果表明:在一个非定常周期的不同时刻,弯曲叶片叶尖前缘压力面与吸力面静压差都小于原型转子,弯曲转子叶尖处低轴向速度气流团的位置相比原型转子更靠近出口,同时弯曲叶片吸力面附面层内的低能流体更不容易向叶尖区域迁移。     

超声速燃烧室中壁面凹腔结构的稳焰机理

针对凹腔稳焰机理,分别在冷态喷流和燃烧工况下探讨了改变凹腔长深比和深度对超声速流场中的燃料掺混效果及燃烧效率的影响.研究表明:增大凹腔长深比能使燃料更容易卷入凹腔,延长其在低速回流区内的掺混时间,增强掺混、提高燃烧效率;但过大的长深比对燃烧效率改善的影响消失,反而会使剪切层运动距离增大,导致凹腔后壁面再附激波增强,引起激波耗散产生的总压损失增大,使凹腔前、后壁面压差阻力增加,所以工程中建议采用长深比为5左右的凹腔结构.增大凹腔深度虽然会使激波损失增加,但能提高主流和凹腔的质量交换率,并使凹腔容积增大,能够显著提高燃料在低速回流区的掺混和火焰稳定效果,提高燃烧效率.