波浪前缘静子叶片对高速轴流风扇单音噪声的影响

航空发动机压气机噪声与大型风洞压缩机噪声问题日益凸显,相关研究机构迫切需求新的降噪手段以指导大型叶轮机械降噪设计。为了探索波浪前缘静子叶片在大型叶轮机械降噪中的应用前景,采用非定常雷诺平均Navier-Stoke（URANS）方程与FW-H方程混合方法对基准静子叶片和3种波浪前缘静子叶片的降噪效果进行了数值模拟,研究对象静子来流平均马赫数约为0.49,基于静子叶片弦长的雷诺数约为1 040 000。数值预测结果显示：波浪前缘静子叶片可以显著降低高速轴流风扇单音噪声,但会对风扇的气动性能产生少许不利影响;相较于基准静子叶片,3种波浪前缘静子叶片可以在1BPF时降低风扇入口声功率级0.97~1.5 dB,2BPF时降低风扇入口声功率级2.89~4.9 dB,3BPF时降低风扇入口声功率级3.32~4.72 dB;同时,总压比降低0.1%~0.8%,等熵效率降低0.1%~0.3%。进一步研究表明：不同频率下声源振幅和相位关系是风扇单音噪声强度的主要影响因素,总的来说,幅值的增加会降低声源强度,然而通过改变声源相位关系的降噪方式则需要兼顾径向模态与波长两个方面。     

进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究

为了探究燃烧室不均匀进口速度分布对燃烧性能的影响,采用试验的方法,开展了0.101MPa,700K进口条件下四种进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究,结合流场特性分析了贫油点熄火性能变化的原因,四种进口速度分布依次为:h/H=0,3/6, 4/6和5/6 (其中h为速度峰值距离通道底部的高度,H为试验通道的高度)。结果表明:整体而言,均匀进口贫油点熄火性能优于非均匀进口。当h/H=3/6时,贫油点熄火性能最差;而当h/H=5/6时,贫油点熄火性能最优。随着h/H由3/6增大到5/6时,贫油点火当量比下降7.39%,贫油熄火当量比下降18.45%。当进口速度分布为h/H=0和3/6时,钝体稳定器下游回流区基本对称;而当h/H=4/6和5/6时,钝体下游回流区不对称,且每个涡出现主副双涡心,存在流体由一个涡心向另一个涡心流动的现象。同时,当进口速度分布由h/H=3/6增大到h/H=5/6时,钝体下游回流区变长,其特征长度Lvc_A增大14.56%,Lvc_B增大50.70%。     

一种新型涡轮叶间燃烧室的数值模拟

为提高燃气涡轮发动机性能,设计了涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizable k-ε湍流模型、概率密度函数(PDF)燃烧模型、离散坐标(DO)辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动及燃烧进行数值模拟.结果表明:燃烧室燃烧效率高达98.4%,绝对压力损失低至4.2%,气体温度提高700K左右;出口径向温度随无量纲高度呈线性分布;速度、温度、组分分布受高温燃气与主流的掺混程度控制;径向槽(RVC)对促进掺混及改善出口温度场有着积极的影响,其结构值得深入研究.与文献实验数据对比发现:选择的数学模型合理,计算方法可行,其结果可为涡轮叶间燃烧室设计提供参考.      

轴流涡轮基元级动叶稠度特性的数值研究

利用商用软件数值模拟了5个不同动叶稠度的轴流涡轮基元级的非定常流动情况,以研究动叶稠度对轴流涡轮基元级性能和流动情况的影响.通过对动叶稠度对基元级反力度、叶片进出口气流角、转子和静子中的流场及损失影响情况的考察研究,发现动叶稠度的改变对涡轮基元性能和流动情况的影响与静叶稠度存在重要关系.静叶稠度不变时,动叶稠度的改变通过影响流过涡轮基元级的流量来使基元级的反力度发生变化.当动叶稠度过大时,气流在转子中会过度膨胀加速而产生激波损失及其与附面层干涉形成的流动分离损失.动叶稠度过小时,转子进口会出现极大的正攻角致使动叶吸力面发生大范围的流动分离.静叶稠度一定时,存在一个最佳的动叶稠度,使涡轮基元级呈现最好的性能.      

计算网格对气动力气动热数值模拟影响的研究

以二维圆柱钝头超声速流场为研究对象,应用计算流体力学方法研究了计算网格在气动力及气动热数值模拟中的影响.计算程序中对流项、扩散项分别采用AUSM格式和中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果表明,壁面法向第一层网格间距、网格长宽比以及扩张度等因素都会对壁面摩阻、热流的计算产生影响,尤其是壁面法向第一层网格间距影响最为突出.边界层的计算结果与实验数据进行了仔细对比,包括壁面压力分布,摩阻系数Cf分布,斯坦顿数St分布等.高马赫数滞止气流导致壁面附近产生巨大速度梯度以及温度梯度,这些梯度的准确计算需要合适的壁面法向第一层网格间距以及合理的网格长宽比、扩张度.     

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)。     

带吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验

为了进一步揭示吸力面小翼在不同叶尖间隙条件下的影响机理,开展了有/无吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验.结果表明:与无间隙叶栅相比,叶尖相对间隙为1%时引入的泄漏流可以有效抑制叶片吸力面/端壁角区三维分离的产生,叶栅总损失和气动堵塞程度最低,此时为研究的4种间隙工况中的最佳间隙工况.吸力面小翼在此间隙下降低了泄漏涡强度的同时使通道涡增强,叶片吸力面重新出现了三维分离流动,叶栅总损失和堵塞程度均有所增加.在叶尖相对间隙为2%和3%时,带吸力面小翼叶栅中叶尖分离涡增强,主导叶尖区流动的泄漏涡强度减弱,两种间隙下叶栅总损失系数分别降低了8.9%和12.5%,堵塞系数分别降低了6.9%和6.3%.在研究的3种非零间隙条件下吸力面小翼降低了叶栅气动损失对叶尖间隙变化的敏感性,减弱了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的欠偏转/过偏转程度.      

基于加速栅溅射腐蚀失效的离子推力器寿命预测

离子推力器加速栅溅射腐蚀失效是制约离子推力器寿命的关键失效模式之一.针对离子推力器长寿命、多功率条件下运行的特点,基于坑和凹槽的溅射腐蚀数据,建立模型对其进行寿命预测.通过研究离子推力器加速栅中心凹槽腐蚀深度在不同功率段下随工作时间的变化规律发现:运行功率顺序对加速栅凹槽腐蚀率影响较小,进而采用累积损伤理论建立离子推力器多功率段下运行的寿命预测模型.最后, 对美国的NASA's Evolutionary Xenon Thruster(NEXT)进行了寿命预测,预测结果寿命为46041h,与试验结果符合较好.      

间隙变化对压气机静叶叶栅气动性能的影响

利用压气机平面叶栅试验,在大负攻角工况、设计工况和角区失速工况下,研究间隙变化对叶栅气动性能的影响,并分析内部流动变化与气动性能变化的关联。试验结果表明,不同工况下间隙变化对流场结构的影响不同,因而对叶栅性能的影响规律也不同。大负攻角工况下,不同间隙叶栅内在压力面前缘附近都存在一对由端壁向叶展中部发展的分离涡,间隙增大可以使叶栅总损失近似线性减小,并使间隙侧气流折转能力略微提升。设计工况下,无间隙侧吸力面角区存在轻微的角区分离,小间隙（0.2%展长）的引入首先会加剧间隙侧角区分离,当间隙进一步增大时,角区分离消失并形成泄漏涡结构。叶栅总损失随间隙增大呈先增大后减小再增加的趋势,角区分离的消除有助于提高间隙侧气流折转能力。角区失速工况下,间隙的引入可以削弱并移除间隙侧角区失速结构,从而使叶栅总损失下降,并在0.5%展长间隙时达到最小值,同时间隙侧气流折转能力得到增强。当间隙进一步增大时,叶栅损失变化不大。在间隙变化过程中,两侧端部流动结构产生相互影响,使两侧流场性能变化呈相反趋势。通过对比全工况范围内的气动性能,叶栅在选取0.5%展长间隙时整体性能最优。     

基于三阶龙格库塔法的铣削稳定性半解析法预测

针对使用再生颤振理论建立的铣削动力学模型,提出了一种基于三阶龙格库塔法用于预测铣削稳定性的半解析方法.首先,以状态空间方程的形式表示动力学微分方程;其次,利用三阶龙格库塔法推导出传递矩阵;最后利用Floquet理论判断特定切削状态下的稳定性,进而获得铣削稳定性叶瓣图.通过与半离散法的仿真结果进行对比发现,基于三阶龙格库塔法的铣削稳定性求解方法具有更高的预测精度和计算效率.