联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室冷态流场特性影响的试验研究

为了研究联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室冷态流场特性的影响,设计了一个带扩压器和机匣的单凹腔驻涡燃烧室,并在此基础上通过改变联焰板宽度进行了冷态流场试验。试验在常温常压状态下进行,试验中的主要研究参数如下:在保持联焰板数目不变时,联焰板宽度分别为40mm,30mm,20mm;在改变联焰板数目时,联焰板数目分别为1,3。研究结果表明:在主流中心(PM)截面上,凹腔内存在双涡流动结构,主涡位于凹腔的中间位置,约占凹腔区域面积的80%;副涡位于主涡与主流之间,约占凹腔区域面积的20%。在联焰板中心(PA)截面上,不同的联焰板宽度会形成两种不同的流线形态,当联焰板宽度较宽时,凹腔内为单涡流动结构,仅存在主涡结构,主涡回流气流沿联焰板向火焰筒下壁面流动;当联焰板宽度较窄时,凹腔内为双涡流动结构,主流气流卷入联焰板后。联焰板宽度对流场特性的影响可以总结为:当联焰板宽度减小时,在PM截面上,凹腔副涡涡心位置在轴向上向上游移动,在径向上向主流移动,主流气流向凹腔扩张程度变小;在PA截面上,联焰板后出现主流和旋涡结构。     

合成射流对圆柱绕流流固耦合特性影响分析

利用合成射流对钝体绕流流动特性及流致振动进行了主动控制数值研究。结果表明:随着合成射流动量系数的增加,对圆柱涡激振动的抑制效果越好。随着射流位置从后驻点移向前驻点,圆柱尾流涡脱模态呈现出柱体背流面附着对称涡的定常状态-过渡状态-反对称2S涡脱落模式的演变过程。圆柱双自由度振动轨迹为“8”字形,完全受到抑制时轨迹为“一”字型,部分抑制时其轨迹为“月牙形”,合成射流的引入可有效降低圆柱所受升力,能有效的抑制圆柱横向和流向振动,当合成射流对位于圆柱背风侧的1/4弧边缘时,圆柱的流向振荡和横流振荡均可被抑制,其抑制效果最好。      

反弹自消散系统尾涡控制机制研究

为了研究加快尾涡消散的机理,以获得更合理的尾流间隔,进行了壁面反弹实验的数值模拟计算。实验采取在模拟机翼后缘安置反弹面的方法,诱发反弹二次涡与主涡相交出现不稳定性,以加快尾流衰减。数值计算运用N-S方程,对雷诺应力项采用Realizableκ-ε涡粘模型进行计算,分析经二次涡干涉后尾涡轴向涡量衰减、涡核下沉运动等参数的变化,以探究反弹二次涡对飞机主涡消散的演变影响。实验结果表明,反弹涡对主涡衰减有明显的促进作用。该实验为人工干预缩减机场尾流间隔的研究奠定了理论基础。     

移动端壁对压气机叶栅中叶尖泄漏流动的影响

对一压气机平面叶栅进行全三维数值模拟,分别对两种不同叶尖间隙情况下,移动端壁对叶栅性能及泄漏流流动结构的影响进行分析。详细对比了不同条件下,叶栅损失,泄漏涡传播轨迹及影响范围,泄漏流量等参数的变化,同时通过三维流线结构的对比,对泄漏流在间隙中的流动特点及其在通道中与主流的相互作用进行分析。结果表明:移动端壁加入使泄漏流量增加,泄漏涡传播轨迹向远离吸力面,靠近端壁的方向偏移,削弱通道流与泄漏流之间的剪切作用,改变通道中的各个二次流动结构所占比例。间隙较小时,移动端壁的影响主要集中在端壁附近,而间隙较大时,移动端壁能够抑制叶顶分离涡,从而影响整个间隙中泄漏流的速度分布,进一步削弱通道流与泄漏流动之间的剪切作用。      

耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。     

直升机旋翼气动噪声的研究新进展

随着直升机的广泛使用,旋翼气动噪声问题逐渐得到重视。概述了旋翼厚度噪声、载荷噪声、高速脉冲(HSI)噪声、桨-涡干扰(BVI)噪声和宽带噪声的国内外研究现状,简述了旋翼气动噪声理论、试验、计算发展历程以及各阶段的研究成果,并对后缘襟翼、高阶谐波控制(HHC)、单片桨叶控制(IBC)、主动扭转桨叶等噪声控制方法和概念进行了介绍。重点叙述了旋翼气动噪声的研究新进展,包括大气、地面和飞行轨迹等对直升机旋翼噪声的影响,机身散射声场以及机动噪声计算方法等方面取得的成就。对直升机旋翼气动噪声的研究进行了总结,并对其发展前景提出了展望。     

亚声速轴流压气机转子轴对称机匣造型优化的数值研究

以西北工业大学某亚声速轴流压气机孤立转子为研究对象,提出了较为可靠的数值模拟方法,进而采用NUMECA软件包中DESIGN/3D软件块,在峰值效率工况下对该转子机匣进行了轴对称造型优化,最终得到优化转子.优化转子在叶片前缘将叶顶间隙泄漏涡推离叶片吸力面,虽然该结果导致前30%轴向弦长间隙泄漏涡涡量及流动损失有一定程度增大,但是在后70%轴向弦长,优化转子间隙泄漏涡的涡量与流动损失比原始转子有了很大程度降低,从而使得全局损失降低,峰值点效率提高,出口绝对总压增加.优化转子的峰值点效率提升约为0.36%,大流量点效率增加更多,但是近失速点会更早地形成叶顶低速区从而诱发失速,使得优化转子比原始转子稳定裕度略有降低.      

模型预混燃烧室燃烧不稳定性研究

针对钝体火焰稳定器结构的模型预混燃烧室的燃烧不稳定性现象进行了实验研究和数值模拟.实验中利用动态压力传感器测量了不同当量比时燃烧室内动态压力的频率和振幅.结果表明:随当量比增加,不稳定性频率从251Hz增加到258Hz.不稳定性振幅与大气压力比值从2.7%增加到6.1%.对燃烧室进行了定常和非定常数值模拟以及声学模态分析,得到了周期性旋涡脱落的频率为260Hz和燃烧室系统的前5阶本征声学模态频率.其中第3阶纵向声学模态频率与实验值基本一致,说明维持不稳定性的机理为钝体火焰稳定器后旋涡的周期性对称脱落和燃烧室系统的第3阶纵向声学模态形成了耦合.     

叶尖射流对风力机叶尖流场影响的数值研究

为了设计出更加适合非并网系统的风力机,采用在叶尖加入射流的方法来改变叶尖流场分布.在风力机叶片顶端沿弦长布置3个喷口,采用CFD数值模拟方法,通过改变风力机转速获得原型和带喷口的风力机模型的气动特性以及流场分布.发现在转速低于1 200r/min时,带有安装在不同位置的喷口的风力机功率增长率几乎都为零,射流在这一转速范围内对风力机的气动性能几乎没有影响.而转速高于1 200r/min时,随着转速的增大,喷口位于叶尖中部的风力机的功率增长率快速地增大,射流影响了75%以上叶高的表面的压力分布,在大转速下吸力面低压区范围较大,其叶尖涡涡量低于其他方案中,并且在下游扩散得比其他方案快,改善了风力机下游流场,提高了风力机效率.喷口布置在叶尖前缘时其叶尖涡的局部涡量较原型叶片稍大,降低了风力机功率的输出.喷口布置在叶尖尾缘时基本和原型叶片相同.该结论为设计适用于非并网系统的定桨距变转速风力机提供了基础.     

钝体绕流有旋流中回流区与进动涡核的大涡模拟

针对旋流数为0.57、0.68、0.91和1.59四种工况下的悉尼旋流燃烧器的冷态流场进行了大涡模拟,选取动态Smagorinsky涡黏模型作为亚格子尺度的湍流模型,研究不同旋流数下的流场结构、进动频率和进动涡核。模拟结果表明,旋流数为0.68时,钝体回流区长度最短。随着旋流数的增加,中心射流出口的旋流剪切层不断衰减,而下游的旋流剪切层不断增强。功率谱分析表明,进动现象的出现和消失对应于与旋流剪切层的增强和衰减;中心射流与下游区域具有不同的进动频率,表明流场中存在着两个独立的大尺度涡旋结构。不同取值位置的周向速度相关性分析进一步佐证了两个涡旋结构的存在。轴向位置70 mm处的横截面上瞬时流线和压强分布证实了下游流场存在着进动涡核。瞬时压强等值面显示了中心射流出口和下游流场进动涡核的三维螺旋形结构。下游流场的进动涡核均与平均速度场流线在空间上成正交关系,表明进动涡核是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。