翼型低雷诺数层流分离泡数值研究

翼型在不可压和低雷诺数条件下工作时的性能越来越引起了人们的研究兴趣。本文采用Rogers发展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N-S方程。数值模拟了低雷诺数条件下(Re=6.0×104,1.0×105,2.0×106),E387翼型在不同攻角条件下(α=0°、4°、7°)翼上表面后缘部分的层流分离现象,对应于长分离泡。时均化的结果同McGhee[12]的试验结果进行比较,验证了计算结果的正确性。研究了低雷诺数层流分离的非定常和时均化特性,并对漩涡脱落中主涡、二次涡以及出现的漩涡对并的周期性过程和对气动力脉动造成的影响进行了较为细致的研究。非定常计算结果表明,低雷诺数条件下的层流分离现象,是周期性的旋涡脱落过程。所谓长层流分离泡是其时均化积分的结果。     

高超声速进气道隔离段反压的前传模式及最大工作反压

对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下隔离段内流动进行了数值分析,发现反压增加首先在隔离段出口形成激波串,出口压力不断增加,而隔离段内流动没有变化;进一步增加反压,直到隔离段出口附面层开始分离时,激波串开始往隔离段内移动,壁面压力自激波串第一道激波位置开始逐渐增加;反压继续增加,激波串在隔离段内不断地向前移动。分析了隔离段内激波串的流动特征,发现激波串是由系列“斜激波 附面层分离 加速降压”流动组合而成,激波串后的流动为掺混流动(掺混区)。提出了最大工作反压的概念,当反压等于最大工作反压时,激波串位于隔离段出口,波后附面层开始分离,反压的任何增加,激波串就会往隔离段内移动;当反压小于或等于最大工作反压时,隔离段出口为超声速流动。研究还发现最大工作反压比由零反压时隔离段出口平均马赫数唯一确定,马赫数越大,最大工作反压比越大。最大工作反压比数值可用D.E.Nestler的拟合式来计算。     

低速条件下稠度对扩压静叶栅弯叶片流场性能的影响

为研究弯叶片在扩压叶栅中改善流场性能的适用条件，对一直列叶栅三种稠度条件下的弯叶片流场进行了数值模拟。结果表明，稠度大小对弯叶片的作用影响较大，在一定范围内稠度越大弯叶片改善叶栅性能的作用越明显。大稠度下弯叶片明显提高了叶栅吸力面角区的通流能力及减小了端区的能量损失。分析表明，大稠度叶栅近端壁低能流体区较大而导致的端壁及吸力面角区性能恶化，是弯叶片能够发挥作用的重要原因。     

差压铸造技术应用与ZL205A舱体铸造工艺设计

依据差压铸造浇注工作原理,确定差压铸造浇注的工艺参数,结合舱体铸件壁厚差较大;结构复杂等特性,设计砂型铸造工艺方案,成功地生产了ZL205A舱体铸件。铸件经X光、荧光检测,内部、表面质量符合HB963-2005 I类之要求。     

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。     

尾迹诱导下低压涡轮边界层转捩的数值模拟

为研究尾迹诱导下低压涡轮的边界层发展,采用基于三阶MUSCL-Roe格式、引入转捩准则后的一方程Spalart&Allmaras模型和隐式牛顿迭代时间推进的非定常雷诺平均计算方法,对上游运动圆柱产生的周期性尾迹作用下的T106低压涡轮叶片边界层转捩流动进行了数值模拟。定常来流下,准确捕捉到分离诱导转捩及雷诺数效应现象;尾迹作用下的非定常计算,则揭示了尾迹在叶栅通道内的输运过程,及尾迹对低压涡轮吸力面上层流分离的抑制作用。     

压比和雷诺数对压气机级间篦齿封严流动特性的影响

为了解压气机级间封严的流动特性,以某航空发动机压气机为研究对象,对带有进出口旋转盘腔的级间篦齿结构进行了数值模拟.在压比范围为1.05~1.30,雷诺数范围为100~50000下,研究了压比和雷诺数对篦齿泄漏特性、旋流特性和风阻温升特性的影响,对比了包括篦齿和进出口旋转盘腔的系统参数与仅含篦齿的直齿参数的不同.计算结果表明进出口旋转盘腔对篦齿的流动特性有较大的影响;随着压比的增大,流量系数增加,封严效果下降,出口旋转比和风阻温升减小;随着雷诺数的增大,流量系数明显增大,出口旋转比和风阻温升也显著减小;在高雷诺数时,流量系数、出口旋转比和风阻温升变化幅度微小.      

喷管激波贴口压比计算

本文根据试验数据,利用多元线性回归分析方法建立了轴对称收敛—扩散喷管激波贴口时落压比与面积比,收敛半角,扩张半角,无量纲喉道曲率半径之间关系的数学模型。计算结果为喷管试验研究和跨音速流计算提供了依据。      

端壁附面层抽吸对大转角扩压叶栅旋涡影响的实验研究

为探明附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的影响及其与栅内旋涡结构的关联,通过十个横截面的实验测量结果研究了高负荷压气机叶栅抽吸端壁附面层前后的主要旋涡结构以其对应损失的演变过程。研究对象为矩形低速扩压叶栅,来流马赫数约为0.23。研究结果表明,端壁附面层的变化对叶栅端区的主要旋涡发展过程影响显著。在原型方案中,壁面涡、尾缘脱落涡的演变过程对应着较高的流动损失,通道涡自身产生的损失较小,主要起到向远离端壁的方向输运低能流体的作用;在流向槽吸气方案中,壁面涡和尾缘脱落涡因端壁附面层径向迁移及角区分离受到抑制而被明显削弱;而来流附面层抽吸方案则最为有效地控制了通道涡的演变过程。      

开槽叶片对大转角扩压叶栅性能的影响

采用从压力面向吸力面开槽的局部流动控制方法,设计了一种收敛转折型的槽道结构.实验对不同冲角下开槽叶栅的进、出口流场进行了测量,利用实验结果对数值模拟结果进行了校核,通过数值计算进一步得到了详细的叶栅通道内流场情况,并进行了结构静力分析.结果表明:在4°进气攻角下,开槽后叶栅尾迹区宽度减小了16.7%,总压损失系数峰值减小了6.07%;在6°进气攻角下,总压损失系数峰值减小了14.7%.叶片开槽从压力面吸入的气流可有效加速吸力面附面层流动,抑制吸力面分离,从而降低总压损失,增大静压比,扩大稳定工作范围.槽道前壁面的转折处存在应力集中,需要进行改进.