在飞行试验中考核航空发动机的性能特性时,发动机进口的大气总温和总压是必不可少的关键参数,需要在进气道出口加装总温总压测头。为了确保测头的结构强度能够满足要求,同时不造成大的总压损失和进气畸变,需要对测头装机的强度及气动性能进行分析,主要包括测头的强度校核和模态分析以及测头对发动机进气道性能及稳定性的影响评估两个方面。通过以上分析确保了测头装机的安全性和功能性能指标,推进了航空发动机试飞工作的顺利开展,同时也为后续航空发动机型号中测头的设计和使用等提供依据。

运用 Fluent 软件，对 4 种文氏管模型的流场进行了数值模拟，得到了不同条件下的总压损失。通过对比分析，得出了文氏管的结构参数对总压损失的影响规律。结果表明：在定长的直管道中，“截尾”文氏管造成的总压损失比“不截尾”文氏管的大;文氏管的收缩角和扩散角越大，总压损失越大。这对文氏管的优化设计提供了有价值的参考。

采用数值模拟和试验测试相结合的方法,对排气蜗壳的气动性能进行了研究。保证无量纲结构参数一致,对排气蜗壳真实尺寸进行缩尺;保证蜗壳进口Ma数相等、进口Re数近似相等,对排气蜗壳真实工况进行模化;采用缩尺比为0.285的排气蜗壳模型,在模化工况下采用数值模拟结果计算出的与试验测试结果计算出的总压损失系数偏差约7.2%,内部流动结构特征相似。采用相同的数值模拟方法,真实尺寸模型在真实工况下的总压损失系数与缩尺模型在模化工况下的总压损失系数偏差约3.6%。

基于鲨鱼鳃射流减阻的思想,采用数值方法,将仿鲨鱼鳃结构应用在压气机平面叶栅中。在叶片根部从压力面向吸力面开槽,采用单个进口、两个出口的开槽结构,以期在获得较大的出口射流的情况下实现对压气机叶片的减阻,达到提高叶栅气动性能的效果。在保证开槽结构的进出口宽度、出口起始位置、开槽内的隔板宽度、深度等几何参数不变的基础上,研究开槽进口起始位置、开槽高度对叶栅性能的影响。结果表明合理的仿鲨鱼鳃开槽结构可以有效改变叶片吸力面根部角区的流动结构,抑制气流沿叶高方向的流动,从而降低流动损失;最佳方案为开槽结构位置位于48%~53%压力面弧长处,开槽高度为15%叶高,可以使压气机叶栅总压损失减小7.16%。

以菜工业轴流压缩机的排气蜗壳为研究对象,通过增加整流肋板进行改型设计,采用CFX软件进行流体动力学计算,分析改型设计对于排气蜗壳气动性能的影响.

以某工业轴流压缩机的进气蜗壳为研究对象,通过改变进口形状、增加导流肋板进行改型设计,采用CFX软件进行流体动力学计算,分析改型设计对进气蜗壳气动性能的影响。

以百万千瓦等级汽轮机的低压排汽缸为研究对象,运用CFX仿真分析软件,采用排汽缸单独计算与结合末级动叶联合计算两种方法,以及不同进出口边界条件组合形式,对比研究不同计算条件下的排汽缸气动特性。通过多种计算方案的对比分析,采用结合末级动叶进行联合计算的方法更符合低压排汽缸的实际气动特征,为后续的低压排汽缸优化改进工作提供有效的仿真分析基础。

发动机入口粒子分离器设计要求在一定清除流量比情况下,分离效率高而流动损失小。本文针对不同入口雷诺数（2×105至9×105）、不同清除流量比（10%到20%）的入口粒子分离器进行了数值模拟与实验研究。通过细致分析不同截面上的速度场和总压损失系数Cp,显示在分离通道内存在明显的低速区域和涡结构,同时在该区域内的出现了大的流动分离。这一结果与实验测得的结构吻合。分析结果显示该分离区域导致了流动通道内部总压损失的增加,由此根据流线分布情况对该分离区域进行结构改进。改进后流动通道内的原分离位置的涡结构强度和空间尺度均大大减小,使在高雷诺数下分离器两个出口的总压损失都降低了30%以上,且通道主出口流动更均匀,同时给出了不同雷诺数下的总压损失,建立了Cp与入口雷诺数的函数关系。数值计算结果显示本文使用的流道改进

对8种进口M数为2．5的超燃冲压发动机模型燃烧室在各种驻点条件和燃烧总体当量比下进行了实验，燃烧室构型，燃料壁面注射，支柱注射，凹腔火焰稳定结构对发动机的性能影响进行了研究。一维简化模型进一步提出用于数据处理与分析，计算与实验结果基本上一致。对影响燃烧效率与总压损失的各因素进行了讨论。

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果.在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上,采用施加声激励的实验手段,系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理,证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小,从而降低总压损失,达到提高气动性能的目的.分别从激励频率和强度的角度出发,探索了影响激励效果的途径.