扰流柱排列形式对层板流阻的影响研究

对进气孔、扰流柱和出气孔个数之比为1∶4∶1和1∶6∶1的2种典型层板冷却结构的流体流阻特性进行了数值分析与试验研究。分析结果表明,在雷诺数相同的情况下,161型层板的流阻较141型层板的小;将计算结果与试验结果进行了比较,二者符合良好。     

提高跨声速风扇转子气动负荷系数途径

回顾了跨声速风扇/压气机转子气动负荷的研究历程,并对基准风扇转子和两个方案转子进行了三维流场分析。通过对195个研究方案的对比研究,目前阶段数值模拟的结果中风扇转子气动负荷系数达到0.65。在来流条件相同的情况下:合理组织激波结构可以大幅提高叶尖气动负荷;叶根大转角设计是提高根区气动负荷的可行途径;静子跨声速来流是高气动负荷跨声速风扇/压气机的必然结果。     

频域内振动路径的功率流传递度排序

基于振动的功率流理论和一般概率摄动法,研究了多源激励浮筏隔振系统频域内振动传递路径的功率流传递概率的度量问题,提出了频域内振动传递路径系统的功率流传递度的新概念和方法,在考虑工程中的不确定因素以后,在频域内清晰地描述了振动传递路径系统的功率流传递度.      

无隔道超声速进气道/前机身一体化计算与试验

针对某飞机设计了机身两侧进气的无隔道超声速进气道（Bump进气道）,进行了进气道/前机身一体化的三维内外流流场数值模拟研究,得到了进气道的流场图谱,比较了唇口方案对附面层排移效果的影响,并对比分析了带隔道的斜板式进气道与无隔道进气道的流场特征及附面层排除特点的差异。根据设计和计算结果,进行了斜板式及Bump进气道模型的风洞试验,通过试验对比,选择了较优的Bump进气道方案,并将不同模型比例和风洞、高空条件下的计算结果与试验数据进行了比较,发现在计算条件、模型比例都与风洞吹风条件一致的情况下,数值模拟的结果与试验数据吻合最好。研究结果表明,Bump进气道气动性能优于斜板式进气道,采用“双斜切”唇口方案设计的Bump进气道能进一步增加排除附面层的效果,按高空条件计算得到的进气道总压恢复系数比按地面风洞条件计算值高0.02～0.03。     

板式动力吸振器设计研究

深入研究了板耦合机组结构的振动特性,提出了板式吸振器的概念。并以导纳理论为基础推导了系统各部分功率流表达式。通过数值仿真研究了板上主要结构参数变化对吸振效果的影响。以此为依据,对某一泵机组的吸振控制进行了设计优化,取得了良好效果。     

微小通道在叶片冷却结构中的应用研究

采用数值计算的方法,针对涡轮叶片中部的微小通道冷却结构进行了换热以及流阻特性的分析,得到了微小通道宽高比和肋厚高比对其特性的影响.在进口雷诺数R_e=11000时,若肋厚高比一定,则该冷却结构的综合换热效果随微小通道宽高比的增加先增加后减小;若微小通道宽高比一定,则该冷却结构的综合换热效果随肋厚高比的增加呈现先增加后减小的趋势.      

机匣喷气位置对涡轮间隙流动控制的影响

采用数值模拟方法对利用机匣喷气方式控制涡轮间隙流动进行了研究。结果显示,采用机匣喷气方法能降低通过间隙的流量,推迟间隙涡形成,减小通道内二次流分布区域,使得涡区相对总压增大。采取适当的喷气位置,可以提高涡轮效率。不同轴向位置喷气提高涡轮效率的原理不同,30%轴向弦长位置喷气主要是减小上通道涡损失,而60%轴向弦长位置喷气主要是减小间隙涡损失。最大效率出现在30%轴向弦长位置喷气1%主流流量时,效率可以提高0.3341%。     

处理轮毂转速的实验研究

在低速环形叶栅实验台上圆弧斜槽处理轮毂相对静子扩压叶栅环的旋转频率对叶栅端壁区流动进行了影响实验探索。结果表明：轮毂处理能够消除叶栅端壁区的低速团,减小流动堵塞,叶栅流通能力最大提高了26．2％。轮毂处理消除端壁分离的能力与处理轮毂的旋转方向和相对转速密切相关。随着处理轮毂转速的增加,叶栅流通能力增加,并且存在局部非线性较强的转速范围。因此,轮毂处理的设计还应该考虑叶排与处理槽相对运动带来的流动非定常性。     

一种平面埋入式进气道气动特性的试验

 针对一种平面埋入式进气道开展了高速吹风试验研究,获得了沿程静压分布、出口总压恢复图谱、基本气动性能和压力脉动特性。结果表明：沿程静压分布曲线显示,气流绕前唇口流动是先膨胀加速后减速扩压,进入内通道后上壁面静压均高于下壁面;巡航状态Ma₀=0.7,α=2°,β=0°时,进气道总压恢复系数σ=0.951,综合畸变指数W=3.55%,具有较高的性能;当Ma₀=0.6~0.8,α₀=-4°~6°,β=0°~4°范围内,σ在0.912~0.964之间,综合畸变指数在2.68%~7.43%之间,表明该平面埋入式进气道能够在较宽广的飞行包线内以较高的性能安全工作;脉动压力分析表明,出口总压脉动频谱均呈现出白噪声特征,无明显窄带信号出现,这对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

带尾缘劈缝冷气喷射的涡轮叶栅性能实验及计算

通过平面叶栅实验和CFD数值计算方法,研究了叶片尾缘全劈缝冷气喷射下涡轮叶栅流场和气动性能。试验和计算发现,在冷气喷射条件下用不同损失系数描述涡轮叶栅性能,结论明显不同,用考虑冷气能量的能量损失系数评价气冷涡轮叶栅性能较为准确和客观。在较小的冷气流量下,劈缝冷气喷射使叶栅能量损失降低,尾缘劈缝冷气喷射可改善近尾迹区域的流动,减小尾迹亏损,降低尾迹掺混损失。尾缘劈缝冷气射流方向偏向叶片某型面,则尾迹损失峰值朝此型面偏移。