跨声速风扇转子间隙流动结构分析

为探索跨声速转子间隙流动结构,归纳间隙泄漏涡（TLV）和激波相互作用机理,以跨声速转子为研究对象,数值模拟不同间隙下流动特性.此外,着重探究TLV与激波的相互作用,斜激波受到间隙泄漏流的干扰,被削弱打断向上游凹曲;建立三维模型,加深对跨声速叶尖区域流动的全面认识.研究表明:随间隙增大,相同流量下,效率越小,压比也越小;TLV强度更大,偏离吸力面程度增大,沿周向和展向影响范围都越大.压力差提供泄漏流迁移动力,间隙提供泄漏流形成通道.选取h/c=1.0%间隙,随着间隙高度的增大,泄漏流周向运动趋势更明显且二次泄漏现象更剧烈;沿泄漏流方向无量纲流向涡量有少量减少,无量纲螺旋度较高,集中涡特性明显.      

跨声速多级压气机中的非定常流场频域分析

基于三维定常Denton程序发展了三维非定常计算程序,对三维跨声速多级压气机近失速点进行了定常与非定常数值模拟,并在此基础上对典型径向截面的非定常流场进行了频域分析。结果表明:通过对非定常频域图谱的研究,从一个全新的视角来分析非定常流场,可以看到一些在时域流场中很难直观看到的现象;轴向速度受尾迹的影响非常大,且在沿流向发展过程中,随着谐波阶次增加,幅值沿轴向的振荡幅度降低,幅值衰减的速度也加快;各叶排进口1阶谐波幅值在S3面内的分布受到下游叶排的势干扰,周向最大值点沿径向的走势与叶型的径向弯曲一致;气流密度、静压和总压受尾迹的影响较小,而气流静温、总温受尾迹的影响较大。     

Sajben扩压器复杂流动中湍流模型的性能评估

用8个常用的湍流模型对Sajben扩压器中跨声速流动进行了数值模拟,评估了Spalart-Allmaras, 标准k-ε, RNG (re-normalization group) k-ε,realizable k-ε,标准k-ω,SST(shear stress transport) k-ω,v2-f,Reynolds stress共8个湍流模型对激波/湍流边界层相互作用的模拟预测能力.通过与实验数据比较发现:SST k-ω模型和v2-f模型比其他模型模拟的更准确,其中SST k-ω模型比v2-f更能准确地预测壁面压力,然而对于分离点、再附点以及分离区长度v2-f比SST k-ω预测得更准确.      

叶尖小翼对跨声速压气机转子变工况性能的影响

为了进一步揭示叶尖小翼对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同叶尖小翼安装方式对跨声速压气机转子气动性能的影响,并在分析跨声速压气机转子不同转速时的流动失稳机制的基础上探讨了叶尖小翼的扩稳机理.研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在100%,80%及60%设计转速下分别使得跨声速压气机转子失速裕度增加8.1%,17.4%和7.1%.100%及80%设计转速时,转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡干涉及泄漏涡破裂后产生的阻塞区是影响跨声速压气机转子内部流动失稳的关键因素.压力面小翼的扩稳机制在于降低了叶尖泄漏流强度,减弱了激波/叶尖泄漏涡干涉的强度,减小了叶尖泄漏涡破裂后产生的阻塞区.60%设计转速时,转子叶片吸力面气动过载导致的大面积的分离流动是诱发该跨声速压气机转子失稳的主要机制,此时压力面小翼的扩稳机制在于降低了转子叶尖来流的等效攻角,减弱了转子吸力面附面层三维分离的程度.      

跨声速风洞中轴探管的应用

以气动中心0.6m×0.6m连续式跨超声速风洞为试验平台,开展了轴探管不同开孔型式、不同长度及不同安装方位对测试结果的影响研究。测试结果表明:对称开孔型式轴探管测量结果普遍优于交错开孔型式;当试验马赫数小于1.0时,短轴探管测试结果与长轴探管相当,但当试验马赫数不小于1.0时,短轴探管头锥对测试结果影响较大;当试验马赫数小于1.0时,轴探管测孔加工质量的一致性对测试结果有显著影响。      

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

Numerical study of transonic separation flow using an anisotropic turbulence model

A transonic turbulent separation flow in a converging-diverging transonic diffuser was studied, when there existed a separation bubble on the top wall of the diffuser triggered by strong shock-wave-boundary-layer-interaction (SWBLI). To capture the essential behavior of this complex flow, the current study utilized an anisotropic turbulence model developed on the basis of a statistical partial average scheme. The first order moment of turbulent fluctuations, retained by a novel average scheme, and the turbulent length scale, can be determined from the momentum equations and mechanical energy equation of the fluctuation flow, respectively. The two physical quantities were readily used to construct the nonlinear anisotropic eddy viscosity tensor and to significantly improve the computational results. Comparisons between the computational results and experimental data were carried out for velocity profiles, pressure distribution, skin friction coefficient, Reynolds stress as well as streamline vectors distribution. Without using any empirical coefficients and wall functions, the numerical results were in good agreement with the available experimental data, further confirming that the nonlinear anisotropic eddy viscosity tensor is the decisive factor for the success of the computational results.     

跨声速轴流压气机不同工况下转子激波与导流叶片尾迹相互干涉研究

应用3维黏性流动计算软件Fine/Numeca,对某型1.5级跨声速轴流压气机进行内部流场和全工况特性数值模拟,得到该压气机特性曲线。在最高效率点和近失速点,在2种质量流量下,对压气机内部流场进行非定常对比计算,分析了在质量流量变小时,压气机内部流场的变化情况。     

发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究

为了达到增升减阻的目的,现代民用飞机设计越来越重视飞机各个部件之间的相互影响。部件之间的气动干扰影响着飞机的气动特性,合理的气动布局可以产生有利的气动干扰,获得满意的气动特性。针对民用飞机超临界机翼——翼吊式发动机短舱气动布局,通过数值模拟方法,研究了跨音速飞行时,发动机短舱对整机的气动特性影响。     

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统.简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展.