轮毂封严与高负荷涡轮端区流动的非定常相互作用

为了研究轮毂封严出流与高负荷涡轮端区流动非定常作用的物理机制,对转/静叶片之间带有封严腔的高负荷单级涡轮的流场进行了三维非定常数值模拟。数值模拟结果表明,封严气流对上游导叶的影响表现为对端区流动的堵塞作用,这种堵塞作用减弱了吸力面的压力扰动和加速膨胀,减小了吸力面的分离损失。封严流量较小时,封严腔内存在尺度大、频率低的压力扰动,压力扰动的强度向主流传播的过程中不断减弱。这种沿周向分布不均匀的封严气流直接导致了转子叶片通道出口二次流分布的不均匀性。封严流量增大后,压力扰动的影响程度和二次流分布的不均程度均有所减弱。     

螺旋桨滑流对短舱/机翼构型尾迹流场的影响

螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和襟翼打开,试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等,分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围,研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明,在滑流作用下,机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化;同时,襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别,影响规律也有所不同。     

基于尾迹法的翼型跨声速实验阻力测量研究

在风洞实验中采用尾迹积分法测量翼型阻力时,尾耙的形状、高度和安装位置均对翼型阻力存在一定的影响。在西北工业大学NF-6增压连续式跨声速翼型风洞中,针对同一翼型（OA309翼型）,在不同马赫数下,进行了2种尾耙高度、2个尾耙安装位置的实验。对比分析了同一尾耙高度、不同安装位置以及同一安装位置、不同尾耙高度的阻力实验数据,获得了不同实验条件下适用于NF-6风洞阻力测量的尾耙高度及安装位置的组合,为跨声速翼型风洞阻力测量提供了参考。     

粗糙度对多级压气机性能影响的数值模拟研究

为了研究粗糙度对多级压气机气动特性的影响,采用三维数值模拟软件CFX,对3.5级压气机进行了研究。结果表明,相比于端壁粗糙度,叶片表面粗糙度对压气机性能影响更大;不同转速下,叶片表面粗糙度的增大会造成压气机压比和效率的降低,并且粗糙度增大越快,性能衰退也越快,其中设计转速下粗糙度对压气机的性能影响更大,当叶片表面粗糙度达到50μm时,峰值效率下降了5.25%,对应压比下降了1.33%。前面级叶片表面粗糙度加剧了后面级角区分离和尾迹损失,在压气机性能下降中所占比重更大;而最后一级粗糙度对分离区的影响很小,主要是增加了尾迹掺混造成的损失。单级粗糙度对压气机稳定工作区间影响很小,而全部级粗糙度增大了压气机的稳定工作区间,这是由于粗糙度造成的近失速点处的流量下降相比于堵塞流量的下降程度更大。     

升力偏置对ABC旋翼气动性能的影响

采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。     

钝头飞行器大攻角绕流流场计算

本文用有限差分法求解Ｎ－Ｓ方程，对具有大面积底部飞行器的高超声速大攻角绕流流场进行了计算，通过积分物面压力给出了飞行器的气动力特性，并研究了攻角的影响，物面压力系数和气动力系数与实验数据进行了比较，符合较好，结果可应用到返回舱和弹头的再入气动特性研究。     

上游尾迹与涡轮叶栅通道涡相互作用研究

采用三维粘性非定常数值模拟方法研究了上游尾迹与涡轮叶栅通道涡的相互作用,对定常、非定常时均以及瞬时时刻流动机理进行了分析.结果表明:上游尾迹的非定常作用一方面增强了叶栅通道涡的径向涡,使得流动损失增大;另一方面能够一定程度上抑制通道涡中流向涡的发展,对控制损失起到正面作用,端区的综合非定常效应取决于两者之间的平衡.在本文计算条件下,上述两方面综合影响使得通道涡的非定常损失增大.      

倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的建模及分析

建立了一个耦合旋翼自由尾迹模型和机翼面元模型的悬停状态旋翼/机翼气动干扰迭代计算方法,用于分析旋翼对机翼的气动干扰影响.在该方法中,为较好地模拟大桨盘载荷及大扭转桨叶的气动特征,旋翼桨叶采用Weissinger-L升力面模型;为考虑厚度效应及机翼的升力影响,建立了包含源面元和偶极子面元的厚度机翼模型;为正确模拟旋翼桨尖涡与机翼表面间的贴近干扰,采用了一个"分析数值匹配法"的"贴近涡/面干扰模型".应用上述方法,对单独倾转旋翼下洗流分布以及旋翼对机翼的气动干扰影响进行了计算.结果表明,在旋翼下洗流场的干扰下,机翼各剖面都产生向下载荷,但并非简单地随拉力系数的增大而增大;机翼受到的旋翼干扰影响与旋翼下洗流沿桨叶展向变化密切相关.     

涡轮叶栅非定常实验的测量方法研究

阐述了实验测试技术的发展历程和现代测量技术发展的最新成果,比较了各种实验测量仪器的具体参数.而后分别利用激光粒子图像测速仪和热线风速仪测量了涡轮叶栅沿叶高平面和出口速度场的整场信息,分析了圆柱尾迹对下游叶栅流动性能的影响,以及不同相对叶高下叶顶和叶根的二次涡会合、脱离情况.研究发现,在较小的相对叶高下叶栅出口二次涡汇合,强度较大;而在较大的相对叶高下二次涡分离.同时,上游圆柱相对位置变化得到的最高效率对应着圆柱尾迹被输运到下游静叶的前缘附近,最低效率对应着圆柱尾迹被输运到下游静叶的流道中央.实验结果可为叶栅气动性能研究提供有益的参考.     

基于广义动态尾迹理论的旋翼非定常气动特性分析

本文建立了一套时域下前飞旋翼非定常气动载荷的计算方法.考虑人流的非均匀性,采用"Peters-He"广义动态尾迹人流模型;为计人气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响,翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算.为分析旋翼非定常气动特性,建立模型方程的状态空间形式,并采用四阶Runge-Kutta法求解,以提高计算效率.以美国H-34直升机前飞状态为算例,并将计算结果与飞行测试数据进行比较,验证了计算方法的有效性,在此基础上,进一步分析了诱导速度、迎角、升力分布随前进比的变化,以及不同桨叶气动外形(桨尖尖削、负扭转)对旋翼气动特性的影响,得出了一些有意义的结论.