一种新非轴对称端壁成型方法的数值研究

根据叶栅内部二次流形成和发展的机理, 应用正弦函数和多项式函数建立了一种叶栅非轴对称端壁成型方法.采用三维时均可压缩N-S方程组求解技术, 数值研究了采用所建立的非轴对称端壁成型方法设计的跨音速直列叶栅的流动特性, 分析讨论了建立的非轴对称端壁成型方法的效果及其对叶栅流动特性的影响.计算结果表明:所建立的非轴对称端壁可以有效地抑制和延迟叶栅通道中二次流涡系的发展, 沿整个叶栅流道内总压系数明显降低, 成型过程中幅值控制函数中最大幅值约占7.5%叶高为宜, 叶栅出口位置处总压损失降低了约5.6%.      

不同形状扰流柱矩形通道内流动特性研究

 对内置有相同截面面积的圆形、椭圆形和水滴形等不同形状扰流柱叉排阵列的矩形通道流动过程进行了试验和三维数值模拟,获得了通道内流场的基本特征,分析了扰流柱形状和扰流柱间距对通道压力损失性能的影响。研究结果表明：在相同的扰流柱间距下,装有水滴形扰流柱阵列的矩形通道压力损失约为圆形扰流柱的50~60%;随着扰流柱阵列间距的减小,通道压力损失增加,改变横向间距引起的扰流柱阵列通道压力损失的改变要比改变流向间距更为显著。     

跨声速轴流压气机特性预测的损失模型研究

基于公开发表的研究成果,完善了1种新的跨声速轴流压气机总压损失及落后角预测模型,并发展了相应的跨声速轴流压气机非设计性能分析方法,建立了相应的计算机模拟程序。对2个跨声速轴流压气机的设计及非设计性能进行了数值模拟,对所得计算结果与试验结果的比较表明,本模型与分析方法能够应用于工程计算。     

不同长度端壁翼刀对压气机叶栅二次流影响的数值研究

对可控扩散叶型(CDA)常规直叶栅和三种具有不同长度和流向位置的端壁翼刀叶栅内的三维粘性流场进行了数值模拟。结果表明,不同长度端壁翼刀都不同程度上改善了栅内的气流流动状况;较小长度的翼刀所产生的附加损失也较小;反向翼刀涡的产生与流道内横向流动的强弱息息相关。计算结果表明,占据前3/4流道长的翼刀为最佳翼刀。      

运12飞机客舱降噪技术研究

运12飞机客舱降噪取得了14 dB(A)的降噪效果,初步成功地改善了该机客舱恶劣的噪声环境。本文概要介绍在运12飞机客舱降噪研究中所提出的综合降噪处理技术,主要包括附加蜂窝刚度夹层结构、安装动力吸振器、改进窗结构设计、更换门窗边条封闭状态等。04架试验机降噪处理前后舱内声压级测量结果的比较,表明了综合降噪处理技术具有良好的降噪效果,而增重只有运12飞机重量的0.8％。     

WZ8A轴流压气机静子叶栅性能特点

 通过对WZ8A轴流压气机出口静子串列叶片叶尖和叶中二截面平面叶栅实验,得出:①叶尖截面叶栅不适用于高进口Ma;低速时正常工作攻角范围为-30°～-12°,相应的落后角为5°～7°。②叶中截面叶栅在高速时(Ma=0.65),正常工作攻角范围为-1°～10°,落后角为7°～8°;低速时正常工作攻角范围为2.5°～20°,落后角为5°～7°。     

气固两相喷嘴平面叶栅能量损失的试验研究

通过对气固两相压气机平面叶栅后,沿栅距和叶高分布的气流压力和速度的测量与分析,研究了气固两相流流经压气机平面叶栅时的速度系数和能量损失系数随粒子浓度和攻角改变而变化的规律。试验是在攻角i=-10°、0°气流速度c=10m/s及粒子质量浓度α=0％、2.0％和2.7％的工况下进行的。结果表明:气固两相流流经压气机平面叶栅时能量损失比单相纯气流的大;而且随着粒子浓度和攻角增大,两者的差别也愈大。     

不同攻角对涡轮叶栅损失的影响

应用基于压力修正的三维计算流体动力学(CFD)程序,通过改变进口攻角,对不同工况下的涡轮叶栅流场进行了数值模拟.并结合CFD模拟结果,应用较合理的损失分离方法,对比分析了三种常用的变工况涡轮损失预测模型.结果表明:在正攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失显著增加;在负攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失则有种先减小后增大的趋势,但变化范围不大.而对于三种变工况涡轮损失预测模型来说,虽能基本上反映出涡轮损失随攻角的变化趋势,但预测结果差别很大.      

电路模拟吸波材料带宽拓展方法探索

电路模拟吸波材料有一定的频率选择特性,电磁波有效损耗的带宽通常比较窄,通过多层电路屏、掺杂电损耗介质、磁损耗介质层组合、磁电损耗组合的方法,对电路模拟结构吸波材料在2~18GHz区间电磁损耗带宽的拓展进行了初步探索。结果证明:四种方法都能够提高电路模拟吸波材料的有效吸波带宽,并能够不同程度地提高材料的吸波效率。多层电路屏、掺杂电损耗介质的多层电路屏、组合磁损耗介质层的多层电路屏、组合磁损耗介质层和电损耗介质的多层电路屏,其反射率≤-5dB的带宽较单层电路屏的1.2GHz分别增加了6.4、10.6、9.6、10.6GHz,最小反射率分别达到-8、-10、-12、-25dB。     

超燃冲压发动机凹腔稳焰的数值模拟

采用迎风格式数值模拟带凹腔(L/D=4)的超燃冲压发动机燃烧室内的高速可压缩流动,首先采用二阶NND格式对欧拉方程进行冷态数值模拟,以更清楚的捕捉、分析激波的特点;然后采用迎风三阶精度MUSCL格式求解二维N-S方程,湍流模型采用剪切修正的k-ω模型,对喷氢燃烧工况进行数值模拟。结果证明,凹腔可以达到掺混和稳定燃烧的目的,冷态时,总压损失较大,但喷氢燃烧降低了马赫数,减小了激波强度,实际工作状况凹腔不会引起很大的总压损失。