基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟

为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波 诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影 响。结果表明：在二次流流通面积不变、次流与主流流量比Ws/Wp≤6%的情况下,喷管上、下壁面分别喷射二次流产生的最大矢量 角分别为22.9°和15.9°;喷射位置对矢量角有较大影响,对推力系数影响不大,随着二次流喷射位置逐渐靠近出口,矢量角先增大 后减小;射流位置固定,随着主流落压比的增大,推力系数增大,当主流落压比从2增大到6时,推力系数最多提高17.9 %,矢量角 先增大后减小;随着二次流与主流总压比的增大,推力系数整体呈单调减小趋势,矢量角先增大后减小。     

惯性参数对飞翼体自由度颤振特性的影响规律研究

飞翼飞行器刚体短周期模态频率较高,易与一阶弹性弯曲模态耦合发生一种特殊的颤振——体自由度颤振.采用风洞实验与频域计算相结合的手段,开展了惯性参数(俯仰转动惯量、质心位置)对飞翼飞行器体自由度颤振特性(颤振速度和颤振频率)的影响规律研究.实验和计算结果表明:俯仰惯量和质心位置会明显改变体自由度颤振频率与速度,颤振实验与计...     

轴流风扇动/静干涉噪声抑制的数值模拟与实验研究

动/静干涉噪声是风扇单音噪声的重要组成部分,?本文采用数值模拟与实验相结合的方式对某轴流冷却风扇转子与下游支柱之间干涉噪声的抑制进行了研究.数值计算采用大涡模拟(LES)与FW-H方程相结合的混合方法,噪声实验在全消声室中利用远场麦克风测量.通过改变支柱迎风面宽度(H)和壁面开槽(对应不同穿孔率SP)两种方式来改变风扇模型的流动工况,分析不同控制策略对风扇气流流动和远场噪声特性的影响.结果表明,在下游支柱的干扰作用下,轴流风扇压力面的平均静压在叶片中部呈现周期性的分布.随着支柱迎风面宽度H的减小和壁面槽穿孔率SP的增大,支柱上的平均静压和风扇压力面的RMS压力逐渐降低.两种控制策略均能够有效减弱涡及其涡/固干扰强度,从而降低风扇噪声.数值模拟与实验结果吻合较好,显示风扇叶片通过频率BPF处的最大降噪量在所研究的流动配置下可以达到5?dB以上.     

级间进出口几何角度对压气机气动性能和封严效果的影响

为了削弱级间泄漏流对压气机性能的不利影响,提出了一种基于Coanda型几何进出口的级间结构,并以一个亚声速单级轴流压气机为研究对象,数值模拟了5°,10°,20°三种不同级间进出口几何角度对压气机性能的影响。结果表明:改进后的级间进出口几何结构使得压气机流量和效率均略有提升。分析原因是级间出口泄漏流以较小角度与主流汇合,增大了静叶进口气流的轴向速度、径向速度,使得静子通道流动堵塞程度减轻,总压损失减小,扩压能力增强。同时,新结构还减小了级间泄漏流的流量系数,改善了级间封严效果。5°,10°,20°角度下的压气机效率最大分别提升了0.68%,0.63%,0.62%。     

射流预冷试验用温度探针的设计与测试

针对航空发动机射流预冷试验中气流温度难以测量的问题，设计了1 种温度探针，并提出了测温方法，给出了计算气流 总温的修正公式。在射流预冷试验台上开展了试验验证，该试验台具有加温、喷射冷却水、使用温度探针测量喷水后混合气流温度 的能力。测温试验结果表明：除临近机匣内壁面的测点外，当水气比小于5.5％时，温度探针的测点不遇水。为验证测量方法的准确 性，在不同水气比条件下对测量结果与数值模拟结果的偏差进行了比较，并针对截面平均总温的偏差建立拟合曲线。比较结果表 明：当水气比在3％以下时，测试结果与模拟结果基本吻合，证明了本测试方法具有可行性。     

局部等厚度的共翼型舵对潜艇尾流场优化效果研究

潜艇桨盘面伴流的不均匀性是影响螺旋桨在工作时产生振动和噪声的关键因素,潜艇指挥台围壳和尾舵产生的马蹄涡是导致桨盘面伴流不均匀性的重要原因。为了抑制尾舵处形成的马蹄涡,设计了一种局部等厚度的共翼型舵,通过数值模拟研究了其对尾流场不均匀性的改善效果。结果表明,局部等厚舵可以使尾流场相比非共翼型舵不均匀度下降40%以上,并且在相同舵角下舵力显著增大;安装局部等厚舵的同时在围壳处安装消涡片可以使不均匀度下降60%以上;减小局部等厚舵的最大厚度和增大首部曲率都可以进一步改善尾流场,且舵力不受损失。局部等厚舵形式简单,对尾流场和舵力改善效果显著。     

斜流驻涡燃烧室火焰筒冷却方案数值模拟

为了优化斜流驻涡燃烧室火焰筒的冷却设计方案,根据燃烧室各部分流量分配设计要求,结合工程计算和理论设计思 路,开展火焰筒壁面冷却结构设计研究。在设计多斜孔冷却方案时,分析凹腔内近壁面流场、绝热壁温、有效温比及冷却气量等参 数,并据此进行进一步优化设计。结果表明：采用多斜孔加冲击复合结构有效保护了凹腔壁面,凹腔前壁最高温度降低400 K。     

唇口几何参数对短舱进气道性能影响数值研究

针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势,为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能,开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现,这三个设计参数改变时,均会对进气道性能产生直接的影响,对畸变指数的影响最明显,其中收缩比改变的影响最大,当收缩比每改变0.025,畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动,超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化,而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率;超椭圆长短轴比越大,超椭圆指数越小,收缩比越大,唇口初始压力损失越大,壁面摩擦损失越大,进气道总压恢复系数越低,畸变程度越高。     

新型翅片式减涡器减阻特性数值研究

为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。     

大功率舰船燃气轮机压气机增容模化设计研究

某重点项目的船用燃气轮机领域提出了更高等级功率燃气轮机的要求。为了在研制周期内快速设计一型压气机,以现有机型为母型机进行模化设计,在母型机特性图上合理选择模化点,确定模化比,得到增容后模化机的叶片和几何通流结构,划分网格时,充分考虑叶顶间隙、倒角、引气孔、梳齿密封等,以更接近于工程实际情况,对模化机进行全三维数值模拟计算,结果表明,模化机设计点性能指标达到要求,非设计工况喘振裕度基本与母型机相同,模化后叶顶相对间隙的降低会带来阻塞点流量的升高、失速点流量的降低,导致低转速下喘振裕度的升高和高转速下喘振裕度的降低。总体来说,模化增容设计继承了母型机优良的气动性能,为快速、高效研发新机型提供宝贵经验。