尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

穿孔等离子弧焊接过程的检测与控制

随着高新技术的快速发展,高性能金属材料在航空航天、压力容器、船舶、机车车辆等行业内的应用日趋广泛,这些应用对焊接加工的效率、质量和成本提出了越来越高的要求,因此急需研发各类高效焊接工艺与设备.     

三角翼后缘喷流对前缘涡破裂位置的影响

采用高分辨率的N-S方程数值模拟方法,研究了亚声速来流条件下对称喷流、差动喷流、矢量喷流对60°后掠角三角翼前缘涡破裂位置的影响。结果表明,对称喷流条件下,喷流与来流的速度比影响前缘涡破裂位置;差动喷流情况下,速度大的一侧喷流对涡破裂位置起主要影响;矢量喷流情况下,喷流方向对涡破裂位置影响显著,喷流方向与涡轴方向一致时,涡破裂位置延迟量最多。     

弹性飞翼飞机建模方法

大展弦比无尾飞翼布局飞机的结构振动往往与刚体运动耦合在一起,而传统的刚体模型不能反映飞机的结构弹性变形。现有研究多采用基于有限元法建立的模型,变量物理意义不明确,不利于控制系统设计。文章采用两根固定于质心的悬臂梁表征飞机的结构振动特性,基于Lagrange方程,为弹性飞翼飞机建立了刚／弹性耦合的纵向运动方程,并在配平点...     

导向器尾缘结构面积变化对涡轮性能的影响

涡轮导向器尾缘的精细结构由于加工误差的存在,会导致流道流通面积的改变,进而会使涡轮性能发生改变.从实际工程问题出发,采用数值模拟的方法,研究了某型发动机低压涡轮导向器尾缘的“劈缝”冷却结构由于变形导致的尾缘前后(叶盆尾缘处流道面积T1和叶背尾缘处流道面积T2)面积变化对涡轮流场和性能的影响.研究结果表明:在设计状态下,涡轮的喉道为T2;当T2大于设计值时,涡轮功率和涡轮流量变大,涡轮效率和涡轮功变小,但是涡轮的功率存在一个最高值的T2;当T1大于设计值时,涡轮效率和涡轮功增加.     

单边膨胀喷管几何参数对性能的影响研究

在实验数据验证的基础上,通过三维数值计算的方法,研究了单边膨胀喷管几何参数对其内特性的影响,给出了各模型在不同落压比下的性能参数。计算结果表明:下腹板角度越大,流量系数越小,下腹板向上倾斜模型的流量系数比向下倾斜的模型低了约2%;在低落压比下,上膨胀面长度越短,轴向推力系数越低,其中上膨胀面最短的模型轴向推力系数约为85%;喉道宽高比越大,流量系数越大,喉道宽高比不同,轴向推力系数差别也较大;尾缘有切角,会使喷管后气体更充分地膨胀,下腹板有切角的模型,其推力矢量角较小,其中,下腹板切角较小的模型最大推力矢量角约为12°。     

飞机近场尾涡特性数值模拟研究

对飞机近场尾涡参数进行定量分析是研究尾涡运动、消散规律的基础,也是合理缩减空中交通尾流间隔的重要理论依据.采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,数值模拟了B757-200飞机的近场尾涡特性,并对飞机尾涡参数进行了相关计算.结果表明:在飞机尾涡的近场区域初始尾涡位置与飞机迎角无关;涡核间距随流向距离的增加线性减小;尾涡切向速度的最大值随流向距离的增加呈指数规律递减;涡核半径约为机翼展长的5％ ～ 10％.     

冷气对多级涡轮翘曲S1流面优化的影响

设计以翘曲S1流面优化为核心的多级涡轮气动优化流程,研究气膜冷气、尾缘冷气、端壁冷气对优化可靠性和有效性的影响。该流程能够对多种叶高处带叶片冷气的多级翘曲S1流面进行并行优化,提高了优化的可靠性。对两级高压涡轮给定三种叶片冷气方案:包括气膜冷气和尾缘冷气的叶身冷气、气膜冷气、无叶片冷气,分别进行翘曲S1流面优化设计。优化后翘曲S1流面平均气动效率分别提高0.20%、0.38%、0.07%,涡轮气动效率分别提高0.33%、0.32%、0.26%,优化的可靠性较好。分析可知,气膜冷气增强了径向二次流动,降低了优化的有效性,尾缘冷气则部分削弱了气膜冷气的消极作用;下端壁冷气较上端壁冷气对端区二次流的作用强,因此前者对翘曲S1流面优化的积极作用更好。     

一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法

发展了一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法.可压缩Navier-Stokes方程被重组为能描述气动噪声产生和传播的形式,包括准确描述声传播的线性算子和雷诺应力构成的声源项.为减少计算时间和避免格林函数空间奇异性,采用伴随格林函数方法求解格林函数;同时采用基于平均流场的声源模化方法生成声源项.为了验证该方法,预测了NACA0012翼型尾缘宽频噪声,其中平均流场使用OpenFOAM计算,格林函数采用均匀流动下半无限大平板近似.预测结果表明:对于不同来流速度和攻角,该方法不仅能准确预测噪声幅值及峰值频率,而且噪声频谱也都在实验结果的误差范围之内(±3dB),证明了该预测方法的精度和适用性.      

推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究

针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。