为了探究波瓣喷嘴径向分级方式对流场组织方式的影响,搭建了13点波瓣喷嘴径向分级燃烧室冷态水模实验台。对比辛辛那提大学测试的一系列燃烧羟基发光实验,选取空载、部分载荷、巡航和起飞4种对应的工况,对当量比、燃料喷射方式和燃料喷射比例等因素下波瓣喷嘴径向分级燃烧室内的流场涡系结构、涡量值、燃烧多物量场以及燃烧特性,进行了数值研究。结果表明在不同影响因素下,波瓣燃烧室的羟基火焰场变化规律与旋流燃烧室羟基发光实验变化规律基本相同,但其火焰场形状存在较大差别。局部当量比对燃烧室的相关燃烧性能影响较大。较低当量比、3级空气和燃料喷射方式以及将先导回路燃料流逐渐转移到外部回路的条件下,燃烧室的温场、火焰场分布比较均匀,出口温度场品质较好,燃烧效率较高,NOX排放量比较低,与冷态实验结果基本符合。冷态

建立间断伽辽金方法并将其应用于直升机旋翼桨尖涡演化和气动特性的精确模拟。首先,选取旋转参考坐标系下的雷诺平均N-S方程作为控制方程,采用嵌套网格方法对旋翼流场进行模拟,在桨叶网格和背景网格上分别采用有限体积法和间断伽辽金法。此外,空间离散采用高分辨率、低耗散的Harten-Lax-Van Leer contact(HLLC)格式,时间离散采用显式三阶龙格-库塔格式。然后,采用所建立的CFD方法对C-T旋翼的气动特性和桨尖涡演化进行了数值模拟,计算结果与试验数据吻合较好,很好地验证了间断伽辽金方法的准确性,展示了其相较于有限体积方法在捕捉桨尖涡细节方面的优势。最后,对比分析了在不同桨尖马赫数和旋翼总距下旋翼桨尖涡的演化规律。

针对直升机旋翼悬停时,大拉力附近悬停效率降低的情况,本文建立了基于前缘下垂的提升旋翼悬停气动特性的数值模拟方法,以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程。首先以VR-12翼型为研究对象,研究前缘下垂角度对二维翼型气动特性的影响分析。其次,以修改后的7A旋翼为研究对象,探究了桨叶r/R=0.75~1位置处不同的前缘下垂角度对悬停状态的气动特性的影响。研究发现,前缘下垂对大迎角附近的二维翼型及三维悬停旋翼的气动特性均有较为明显的提升,并且能够有效抑制失速涡的生成。