尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场影响的试验研究

为探索尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场的影响,根据《声学声压法测定噪声源声功率和生能量级反射面上方近似自由场的工程法》(GB/T 3767—2016)规定的声压级测量方法,在额定转速下采用传声器阵列对不同角度的尾缘齿角风叶进行时间平均声压级测量,利用波束形成技术探究风叶噪声源分布规律。试验结果表明：随着尾缘齿角的增加时间平均声压级均值非线性减小,尾缘齿角为90°的风叶比尾缘齿角为0°的风叶时间平均声压级均值降低了3.2～5.8 dB;随着声辐射频段的增加声源位置向叶尖方向移动且声源的声压级逐渐降低,同时锯齿齿角越大,声源位置随频率增加移动速度越快,移动距离越大。低频段声源位置随齿角变化较小,高频段声源位置随齿角变化较大。为低速小展弦比轴流风叶的降噪工作提供试验参考。     

大攻角下典型主梁断面颤振临界风速数值模拟

针对大攻角下主梁断面颤振稳定性问题,基于计算流体动力学软件ANSYS FLU-ENT用户自定义函数UDFs和动网格技术,结合Newmark-β法建立了桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法,采用该方法在不同攻角下(0°、±3°、±5°、±8°)对薄平板和流线型箱梁断面颤振稳定性进行数值模拟研究,并将数值模拟结果与风洞试验研究结果进行了比较.结果表明:薄平板和流线型箱梁断面的颤振临界风速数值模拟结果与风洞试验结果吻合较好,验证了本文所建立的桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法的精度.薄平板断面的颤振临界风速随攻角的增大显著降低;流线型箱梁断面在正攻角范围内颤振临界风速随着攻角的增大而降低,在负攻角范围内颤振临界风速随攻角绝对值的增加先增大后降低;当攻角较大时,薄平板断面和流线型主梁断面均表现出"钝体"特征,气流绕过断面前缘时发生分离,沿断面上下缘产生较大的涡,从而导致主梁断面颤振临界风速降低.     

带肋板尾缘开缝叶片内的流动传热性能研究

针对燃气透平带肋板的尾缘开缝叶片,采用RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)方程求解结合SST γ-Re_θ转换模型数值方法,研究了3种来流湍流度、3种来流雷诺数和3种冷气质量流量比条件下叶片和尾缘开缝区域的流动传热性能,并与无肋板开缝叶片进行了对比,利用实验数据考核了数值方法的有效性。计算结果表明:随着来流湍流度的增大,带肋板的尾缘开缝叶片表面传热系数逐渐增大,开缝壁面的传热系数基本不变,能量损失系数和总压损失系数随之增加;在相同来流湍流度时,增加来流雷诺数可降低损失;增大冷气质量流量比对叶片表面的传热系数影响很小,但可显著提升开缝壁面的传热系数;与无肋板的开缝叶片相比,带肋板的尾缘开缝叶片表面的传热系数和压力系数更低,开缝壁面换热系数更高;当Re为2.0×10⁶时,带肋板的开缝壁面平均换热系数比无肋板时的高14.46%,来流雷诺数分别为0.5×10⁶、1.0×10⁶、2.0×10⁶时,相比无肋板开缝叶片,带肋板尾缘开缝叶片的能量损失系数分别...     

航空发动机涡轮叶片尾缘楔形通道交错肋冷却实验

为研究涡轮叶片尾缘部分楔形通道交错肋流动传热性能,对其进行实验研究.实验应用瞬态液晶测试技术,对比研究了交错肋上、下主表面的局部传热特性,同时用压力扫描阀测得不同雷诺数下的通道压力损失.研究结果表明：尾缘段转折流动配置下,楔形通道交错肋上、下主表面传热差异显著,下主表面平均努塞尔数比上主表面平均高30%以上,尾缘楔形通道内交错肋结构主表面平均换热系数高出针肋结构约46%;交错肋上、下通道之间的交界面处存在强烈的质量交换作用,上、下主表面间断性的高换热区与上、下通道交界面呈现对应关系;随入口雷诺数的增加,通道压降快速增大.楔形通道交错肋压降是针肋的5～7倍,但其换热面积高出针肋107.4%,仍比针肋冷却增加约66%的综合换热性能.     

苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究

利用逆向工程方法提取苍鹰尾缘非光滑形态的降噪特征元素,由此建立了仿生叶片结构模型;采用基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,结合基于Lighthill声类比的FW-H方程,分别对仿生尾缘锯齿叶片和标准叶片的流道模型进行了三维流场及声场的数值计算;通过分析仿生齿形结构对叶尾迹流场的影响,研究了仿生尾缘齿形结构的气流噪声控制机理.结果表明:仿生尾缘锯齿结构叶片的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8dB;叶片尾缘锯齿结构可以改变流场噪声峰值的分布规律,从而降低了噪声峰值,且大部分频率范围内的气动噪声均有所降低;仿生尾缘锯齿结构可以改变各截面尾迹涡的脱落位置,从而增大了涡心之间的距离,抑制了脱落涡对尾迹流动的扰动,进而减小了叶片表面的非定常压力脉动和尾迹涡引起的气动噪声.     

不同攻角下叶片弯曲对涡轮静叶流场的影响

计算并分析了高马赫数情况下,直叶片及正弯20°叶片在攻角分别为0°、±10°、±20°及±30°的情况下的流场结构. 采用的数值方法为具有TVD性质的三阶精度GODUNOV格式,湍流模型为B-L代数模型. 计算结果表明,在较大的攻角范围内,正弯叶片可以减小叶栅流道内通道涡的强度,并且由于两端壁的附面层被吸入主流,使得正弯叶片中的能量损失减小. 攻角越大,正弯叶片的作用越明显.     

小攻角下水下高速射弹的空泡形态特性

基于流体计算软件Fluent,在小攻角小空泡数下对高速射弹形成自然超空泡的空泡形态特性进行了数值仿真研究。采用二维求解器计算了某口径高速射弹超空泡流形态,并与SCAV软件计算结果进行了比较分析,二者吻合较好,验证了计算模型与参数选择的正确性;采用三维求解器对非零攻角下高速射弹的超空泡流动特性进行了模拟,给出了射弹的超空泡轮廓和射弹表面的空泡厚度分布曲线,分析了小攻角对高速射弹空泡形态特性的影响规律,攻角严重影响超空泡的对称性。研究结果为进一步研究水下高速射弹的水动力特性和弹道特性等问题提供了理论基础。     

透平叶栅大攻角流动特性的三维数值模拟

应用新型 L U隐式格式和改良型高阶 MU SCLTVD格式 ,通过求解全三维可压缩 Reynolds平均的Navier- Stokes方程和 q-ω低 Re双方程湍流模型 ,对一种透平叶栅在 - 6 0°到 35°攻角范围内的流动进行了计算。对不同攻角下叶栅内的三维流动结构进行了细致的分析。计算表明 ,该方法不仅可以准确地捕捉叶轮机械内部流动中出现的激波与边界层、激波与尾迹相互干扰等流动现象 ,而且也适用精确模拟不同工况下 ,特别是大攻角工况下带有分离流和强二次流情况下叶轮机械内部更加复杂的流动。     

基于四象限法的跨声速压气机非设计点损失分析

基于流线曲率法发展了一种适用于跨声速压气机性能预测的高精度模型,对最小损失攻角及非设计点损失预测模型进行了修正.提出了一种非设计点损失分析方法——四象限法,结合该方法对跨声速压气机的损失构成进行了重新定义,对不同工况的损失特点开展了深入分析,在一定程度上揭示了跨声速压气机的损失分布和增长规律.采用新发展的模型对某高负荷跨声速转子进行了详细的计算,并与实验数据进行对比.结果表明,发展的性能预测模型和损失分析方法能够较为可靠地预测全流量工况下跨声速转子的总体性能与气动参数沿展向的分布,为跨声速压气机的特性预测提供了新的思路,具有较强的借鉴意义和工程实用价值.     

级环境下离心压气机扩压器叶片气动优化设计

在级环境下采用人工神经网络和遗传算法在对设计工况下的离心压气机扩压器叶片型线进行了优化,并采用数值方法对优化前、后离心压气机级的气动性能进行了对比分析.结果表明:在设计工况下,优化后的叶片扩压器静压恢复系数提高了11.7%,总压损失系数减少了21.12%,离心压气机级绝热等熵效率提高1.64%,达到了86.01%;非设计工况下离心压气机的气动性能也有显著改善;优化后离心压气机级在设计转速下喘振裕度有所提高,阻塞裕度略有降低.     

风力机叶片翼型气动特性数值模拟

为研究风力机转子叶片的翼型特征,通过Fluent软件对改进的NACA类风力机转子叶片翼型的绕流流动气动特性参数进行数值模拟分析.结果表明:对于改进的NACA类转子叶片,翼型特征的优化保留了叶片高升力,进一步降低了阻力,在多攻角范围内均获得了较好的升力系数和升阻比.当攻角较小时,叶片绕流流动即呈现较小的分离涡,随着攻角的上升,叶片正负压强差进一步增大,表面压力系数特征规律趋于稳定,尾部涡进一步扩大,表现出强烈的分离流动特性.翼型的优化设计可以直接提高风力机转子叶片的气动特征,进而提高风力机的工作性能.     

不同攻角下水轮机导叶流道湍流特性研究

采用κ-ε湍流模型对不同导叶攻角下的导叶流道进行三维数值模拟,采用SIMPLEC算法实现速度、压力变量的分离求解。计算结果表明,导叶压力面的压力系数随着攻角增大而明显增大,而吸力面的压力系数随着攻角增大而明显减小。随着攻角增大,导叶边界层提前分离,形成脱落涡,导叶的升力明显增加。在导叶出水边的尾迹涡,其湍动能很大,随着流动进入转轮流道,引起水轮机水力振动。     

基于FWH方程的V型尾缘气动声学数值模拟

本文基于Navier-Stokes方程组对V型尾缘喷口喷流的外流场进行非定常数值模拟,利用流场模拟结果使用FWH方程计算V型尾缘喷口远声场气动声学分布。首先通过与实验进行对比验证该计算方法,后计算得到V型尾缘喷口远声场总声压级大小及指向性分布,从而对V型尾缘喷口的降噪性能有了进一步认识,通过对比找出了较为理想的V型尾缘喷口形式,为今后的实际运用打下一定基础。     

尾缘襟翼偏转角对不同翼型的垂直轴风力机气动影响研究

风能转化率偏低是阻碍垂直轴风力机市场化发展的重要原因.尾缘襟翼的设计能够改变叶片表面的流场结构,从而提高垂直轴风力机的气动性能.目前关于不同翼型垂直轴风力机的气动性能随尾缘襟翼的变化规律尚不明确.基于计算流体动力学方法,采用转捩剪切应力输运湍流模型,对3种不同分离式尾缘襟翼的翼型(NACA0018、NACA0021和NACA0024)叶片的H型垂直轴风力机气动性能进行数值研究.验证算例与已有的实验结果对比,结果吻合较好,证实本方法的可靠性.进一步考虑3种基础翼型与5组襟翼偏转角(-16°、-8°、0°、8°、16°)参数,探究垂直轴风力机的气动性能差异,分析其内在机理.研究结果表明：逆风区正向襟翼偏转角可以有效提高叶片的弯矩系数,顺风区负向襟翼偏转角对叶片的弯矩系数产生有利影响.在负向襟翼偏转角下,风能利用率受偏转影响的程度与翼型厚度呈正相关;在正向襟翼偏转角下,风能利用率受偏转影响的程度与翼型厚度呈负相关.研究成果可以为垂直轴风力机尾缘襟翼的应用提供有效参考.     

型钢轻骨料混凝土构件钢骨翼缘临界宽度比计算

对型钢轻骨料混凝土(SRLC)构件斜截面抗剪承载力计算模型进行分析,研究钢骨翼缘临界宽度比计算公式和相关影响因素.考虑型钢和轻骨料混凝土界面之间的粘结作用,建立剪切粘结破坏模式下的抗剪承载力.根据剪切粘结破坏和斜剪破坏抗剪承载力相等,推导钢骨翼缘临界宽度比计算公式,结合试验结果对临界宽度比的有效性进行验证.结果表明:当钢骨翼缘宽度比小于临界宽度比时,剪切破坏模式由斜剪破坏控制;反之,由剪切粘结破坏控制;混凝土强度对临界翼缘宽度比的影响最大.给出的钢骨翼缘临界宽度比计算公式可用于型钢轻骨料混凝土梁剪切破坏模式判别和抗剪承载力预估.     

叶片非均布对离心压气机气动性能及流动频谱特性的影响

运用数值方法,对采用不同叶片非均匀布置方案的离心压气机气动性能进行了分析,研究了叶片布置对压气机性能的影响.在此基础上,对压气机内部非定常流动进行了数值模拟.结合FFT方法对压气机无叶扩压器典型位置的压力脉动进行了频域特性分析,研究了不同叶片布置方案对无叶扩压器内的频谱与气动噪声的影响.结果表明,采用合理的叶片非均布式布置方案,可以在保持压气机性能不发生变化的情况下,有效降低离心压气机内部的压力脉动,从而起到抑制气动噪声的作用.     

带仿鳍式尾缘结构有限长翼型的噪声特性及降噪实验研究

中低雷诺数条件下,翼型绕流时会产生窄带高强度的纯音噪声。为探究仿鳍式尾缘结构对壁面安装形式下有限长翼型产生的纯音噪声的抑制效果,通过实验研究了壁面安装形式下带有高度为2、4、6和8 mm的仿鳍式尾缘结构的有限长NACA0012翼型模型的降噪效果及其噪声特性。在0.55 m×0.4 m声学风洞中测量了不同流速、不同迎角条件下翼型模型的远场传声器信号和传声器阵列信号。远场传声器频谱图和波束形成声源成像图表明：未安装仿鳍式尾缘结构的基础翼型产生了明显的中高频纯音噪声,且纯音噪声的频率随流速的增加向高频移动;仿鳍式尾缘结构可有效降低甚至消除基础翼型产生的纯音噪声,而对其他频带噪声几乎无影响;仿鳍式尾缘结构高度越大降噪效果越好;仿鳍式尾缘结构翼型产生的宽频噪声主要分布在翼型尾缘、叶尖、翼型前缘及尾缘与壁面的连接处,当仿鳍式尾缘结构高度较大时还会在叶尖产生高频噪声。     

全风向角下双方柱脉动气动性能试验研究

为阐明双方柱中上游方柱尾流对下游方柱脉动气动性能的影响,在雷诺数Re=8.0×104均匀来流条件下,完成了间距比P/B=1.25～5(其中P为柱心距,B为方柱边长)、全风向角α=0°～90°的双方柱测压风洞试验.分析了不同P/B条件时下游方柱脉动气动力、升力功率谱、Strouhal数和气动力展向相关性随α的变化规律.发现P/B<3时下游方柱的脉动气动力整体上小于单方柱,且α≥40°时几乎不随风向角变化.但在3≤P/B≤5且0°≤α≤30°时下游方柱脉动阻力远大于单方柱.下游方柱的脉动气动力、升力功率谱和气动力展向相关性随α的变化规律在P/B=3前后差异显著.P/B<3时,下游方柱旋涡脱落受到显著抑制;P/B>3时,下游方柱的脉动气动性能近似于单方柱.     

旋转半径和叶片安装角对动叶旋流冷却流动和传热特性的影响

针对航空发动机涡轮动叶片中应用旋流冷却的问题,建立了旋转条件下的旋流腔冷却模型,比较了静止和旋转条件下冲击与旋流冷却的流动传热特性差异,研究了旋转半径和叶片安装角对旋流冷却特性的影响规律。研究结果表明:叶片旋流腔旋转显著改变旋流冷却气动传热特性,旋转条件下旋流腔产生离心力和科氏力;离心力驱使冷气向叶顶方向运动,加强冷气横向冲击作用,使得高传热区域向叶顶方向偏移;科氏力方向为轴向上游或下游,引起冷气轴向回流,增强冷气掺混,减小射流冷气周向速度,显著降低了传热强度;旋转条件下,旋流冷却传热强度比冲击冷却提高了27.6%;与静止条件相比,旋转数为0.819时冲击冷却传热强度减小了30.0%,旋流冷却传热强度减小了18.6%;叶片旋流腔旋转半径增大时,冷气周向速度稍有减小,靶面平均Nu略有减小;叶片安装角增大时,旋流冷却流场和平均Nu不变,周向平均Nu分布均匀性降低。     

大负冲角下叶栅二次流特性的可视化实验研究

用表面油膜法在大负冲角下对透平叶栅的不同栅距、不同进气压力下的流场二次流特性及其涡系结构进行了可视化实验研究,分析了各个工况下叶栅端壁及叶栅型面的流动,揭示了在不同栅距及不同进气压力下叶栅的二次流特性,有助于对叶栅二次流在不同情况下的变化规律及其损失产生的原因作进一步的了解,文中观察到的流动现象是对以往叶栅二次流模型的补充和完善．