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821.
U型槽对高负荷低压涡轮叶型攻角特性影响 总被引:3,自引:1,他引:3
以某高负荷低压涡轮叶型为研究对象,分析了该叶型在低雷诺数下的攻角特性,并应用了表面嵌壁式U形槽的被动控制方法来提高该叶型的攻角裕度.数值模拟的结果表明:相比较大的正攻角流动状况,叶型较大的负攻角并不会引起吸力面大的流动分离,从而减小了叶型损失;表面嵌壁式U型槽通过推迟分离、加速再附来减小分离泡甚至减小湍流湿面积,从而降低叶型损失;表面嵌壁式U型槽能否提高该叶型的攻角裕度与开槽位置和深度有关系,在±15°攻角范围内72%轴向弦长位置处开槽明显的降低了叶型损失而开槽深度为0.40mm时叶型损失最小. 相似文献
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基于任意空间属性FFD技术的融合式翼稍小翼稳健型气动优化设计 总被引:2,自引:2,他引:2
以非均匀有理B样条基函数为空间控制体属性,建立了任意空间形状自由变形(FFD)技术参数化方法。所建立的气动外形参数化系统通过FFD控制体的分布以及控制顶点的合理选取,能够对任意复杂外形进行参数化设计。首先采用FFD控制体对某型客机翼稍小翼进行空间属性构建;然后结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,采用分群粒子群算法以及误差反向传播训练算法(BP)神经网络进行稳健型气动优化系统的构建;最后对某型客机融合式翼稍小翼的后掠角、倾斜角和高度等参数进行稳健型气动优化设计,分析对比了优化前后翼梢小翼表面压力云图、截面压力分布及载荷分布。优化设计结果表明:设计后的翼稍小翼的升阻比与阻力发散特性明显提高。 相似文献
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827.
828.
对挠性壁喷管撑杆单位影响曲线的相关性进行了研究,提出了一种通过已知单位影响曲线计算同一马赫数相邻撑杆及相邻马赫数同一撑杆单位影响曲线的方法,结合实验影响法成功用于2m×2m超声速风洞二元挠性壁喷管的型面优化,有效提升了第一菱形区核心流速度场均匀性,大大提高了调试效率,降低了调试能耗,缩短了调试周期。该方法对类似喷管型面优化具有借鉴意义。 相似文献
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二元高超声速进气道的内压段设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对二元高超声速进气道,采用不同张度的样条曲线设计内压段肩部型面.在保持二元进气道内压段面积收缩比及喉道面积不变的条件下,通过数值仿真研究了不同内压段长度、下壁面型面样条曲线张度对进气道性能的影响.结果表明:内压段的长度变化对进气道的气动及起动性能有较大影响,当内压段长度与喉道高度比 L/ht为8.4左右时总压恢复系数较优;采用合适张度的样条曲线代替传统的肩部圆弧过渡,能够提高进气道总压恢复系数,改善进气道起动性能;随着内压段长度增加,其所对应的性能最优样条线张度值不断减小,建议选取样条线张度值为0.80~1.25. 相似文献