螺旋桨旋转速度对机翼气动力影响的数值模拟

为了研究螺旋桨滑流中的旋转速度对机翼气动力的影响,分别采用非定常方法和桨盘理论两种方式对螺旋桨/机翼构型进行模拟。与非定常方法对比,桨盘理论足以模拟螺旋桨滑流对机翼的影响,并能降低计算要求,缩短计算时间。因此,采用桨盘理论研究桨盘扭矩载荷对应的旋转速度增量对机翼气动力的影响。计算结果表明,桨盘旋转速度对机翼升力影响不大,但是对零攻角时的机翼阻力存在特殊的影响。发现了这一影响,并对其原因进行了说明。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

轴流压气机角区分离的研究进展

角区分离是一种常发生于轴流压气机"吸力面-端壁"角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为"角区失速"。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。首先,从角区分离对轴流压气机性能的影响、角区分离的流场特征和角区失速的判别准则3个方面对轴流压气机角区分离的流动机理研究进行了回顾,详细讨论了角区分离的影响因素、角区分离的流动拓扑分析以及角区失速的定义与判别方法。其次,对三维叶片设计、翼刀与凹槽、旋涡发生器、非轴对称端壁造型、射流式旋涡发生器、等离子体气动激励以及附面层抽吸与附面层射流7类流动控制方法的研究进展进行了回顾,重点探讨了这些流动控制方法在抑制角区分离方面的应用,并给出了这些流动控制方法的对角区分离的作用机制。最后,对角区分离领域的研究现状进行了简要地总结,指出了现有角区分离的机理研究和流动控制研究所存在的不足,并对该领域未来的发展进行了展望。     

高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响

通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。     

跨声压气机近失速流动特征的数值模拟研究

为了研究跨声轴流压气机突尖型失速先兆的表现形式与演化规律,探索较为可行的先兆探测方法,对NASA Rotor 37转子近失速工况下的流场进行了三维全环非定常的数值模拟。数值模拟结果表明,在失速团产生之前的约2转时间内,存在一个失速扰动相对缓慢增长的阶段。更早时刻发生的流量持续下降是导致失速团最终形成前缘溢流出现的原因。使用不同的方法对前缘附近机匣处的静压数值探针信号进行处理,探索了各种方法的优缺点,并且发展了一种互相关分析方法,能够取得较好的扰动识别效果。     

复杂旋转盘轴腔两相流动与传热数值模拟

研究了航空发动机空气系统和润滑系统中复杂的旋转盘腔和旋转轴腔内油气两相流动与传热的数值计算方法,分析了其流动传热特性.以典型小型涡扇发动机的风扇轮盘前腔、风扇轮盘后腔、轴流轮盘前腔、前轴承腔、相关连接气路等组成的多进口、多出口的旋转盘轴腔为对象,研究了用Mixture模型和Eulerian模型计算该系统的速度场、压力场、温度场的方法.结果表明:在相同的计算条件下,两种模型计算的速度场基本一致;两者计算的压力场只在轴流轮盘前腔略有差别,Eulerian模型计算的该腔压力约为Mixture模型计算值的93%;Mixture模型得到温度场较高,由Eulerian模型计算的前、后轴承温度分别约为Mixture模型计算值的93%和94%;Mixture模型计算经济性较好,其迭代一步所需时间约为Eulerian模型的63%.      

反旋喷嘴进气旋转盘腔压力损失特性

针对旋转盘腔的压力损失问题,利用反旋喷嘴改变进入旋转盘腔的气流的切向速度,减少旋转腔内涡的生成,从而减小气体流经旋转盘腔的压力损失.通过实验的方法测得反旋进气条件下的流阻特性,应用k-ω SST模型模拟了不同工况下腔内的流场.研究表明:旋转盘腔内的压降由湍流参数和掺混后旋流系数共同控制.喷嘴自身压降所占比例为极大值时,腔内无大涡出现,而在非极值点的工况下,腔内均为对涡的流动结构.      

非设计条件下跨声速压气机失速机制分析

为了分析工作条件改变时跨声速压气机的失速机制,讨论叶顶泄漏和附面层分离等二次流在触发流动堵塞中的作用规律,总结在非设计条件下的压气机失速机制。研究表明,当转速增大,叶顶泄漏流量增大,泄漏涡增强;在某一转速下,主流逆压梯度增大,泄漏流量先增大后减小,泄漏涡则一直增强。在低转速下,附面层的分离和潜流主要由气流攻角引起,高转速下主要由激波与附面层干涉引起,主流逆压梯度增大使分离和潜流增强。压气机失速的触发原因是叶顶通道堵塞,由泄漏涡破碎和径向潜流两个因素对应引起位于叶顶通道的压力面前缘和吸力面尾缘的两个堵塞区。在75%~105%换算转速,泄漏涡破碎引起的压力面前缘的堵塞是压气机失速的主要触发因素;换算转速小于75%或大于105%时,径向潜流引起的压力面尾缘的堵塞是主要触发因素。     

燃烧室轴向长度对旋转爆震发动机性能的影响

采用氢氧单步化学反应模型,对以当量比为1.0的氢气空气预混气为反应物的旋转爆震发动机（RDE）进行了数值模拟,系统研究了燃烧室轴向长度对RDE性能的影响.通过详细分析燃烧室进出口气体状态参数,揭示了燃烧室轴向长度对发动机影响的内在机理.研究结果表明:燃烧室轴向长度过短时,爆震波的形成不够充分;在发动机推力中,动量推力占主要部分;在计算的燃烧室轴向长度范围内,发动机的比冲为5410~5566s,燃烧室轴向长度对发动机比冲的影响较小.      

低速轴流压气机中气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性

为了探究气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性的关系,对一台1.5级低速轴流压气机进行了实验和数值研究.在转子顶部机匣上布置动态压力传感器,采集不同流量下叶顶的压力脉动信号,在小流量下捕捉到了旋转不稳定性的产生.通过锁相平均和方均根压力图谱,发现当叶顶泄漏流与相邻叶片发生干涉时叶顶流场脉动显著增强.对压气机转子进行全通道数值模拟,发现叶顶泄漏流在小流量下发生周期性振荡,且相邻流道间的压力脉动具有相位延迟,这诱导产生了一个具有多重频率的旋转压力波.通过频谱分析发现:脉动的叶顶泄漏流产生的旋转压力波与旋转不稳定性具有一致的频率特性,表明叶顶泄漏流的脉动对压气机中旋转不稳定性的产生具有重要作用.