为了揭示叶尖小翼对跨声速风扇转子气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了跨声速风扇转子NASA Rotor 67附加不同叶尖小翼的气动特性,并在分析不同叶顶间隙时风扇转子失稳机制的基础上探究了叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在小间隙、设计间隙和大间隙情况下分别使风扇转子失速裕度提高32%,33.6%和70.6%。小间隙时,转子叶尖泄漏涡和叶片吸力面附面层分离是影响风扇转子失稳的关键因素,设计间隙和大间隙时,叶尖泄漏涡导致的大面积阻塞区是影响风扇转子失稳的关键。三种不同叶顶间隙情况下,压力面小翼的扩稳机制均在于有效降低了转子叶尖泄漏涡强度,减弱了叶尖泄漏涡导致的低轴向速度区流体的阻塞程度。

为了探究变冲角时压力面小翼对高亚声速扩压叶栅气动特性的影响,采用数值模拟软件ANSYS CFX对不同来流冲角下(0°,±3°,±6°)原型叶栅及加装了不同宽度压力面小翼的改型叶栅进行了数值计算。结果表明:不同冲角下压力面小翼都可以削弱泄漏涡的强度,改善叶顶间隙流动,降低叶栅流动损失。不同冲角时具有不同的最佳小翼方案,PW1.5方案在+6°冲角下性能提高最大,与同冲角下的原型叶栅相比,PW1.5方案的总压损失降低了14.4%。

激波是超声速流动的关键性问题,而超声速来流条件下气动探针的激波图谱的研究有待进一步丰富。本文以适用于超声速来流条件下的五孔气动探针为研究对象,提出一种复合型五孔压力-温度探针的结构设计方法,并采用经过实验校核的数值方法分析跨、超声速来流绕流探针而形成的激波图谱的变化规律,其中着重关注在正对来流和相对于来流存在较大偏转角度时探针头部及杆体的激波结构。研究结果表明跨声速来流条件下,探针头部前端会形成一道强度较大的正激波结构;超声速来流条件下,探针与来流存在较大偏转角度时,探针背风面杆体后端会形成“λ”型激波,随着来流马赫数增大最终变为正激波,且激波与附面层相互作用导致探针表面的附面层发生分离,产生了低能流体团。本文的研究成果实现探针头部和杆体激波图谱的再现,充实了超声速探针的基...

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%。

为探究变来流马赫数下压力面叶尖小翼对扩压叶栅气动特性的影响,对Ma=0.5、Ma=0.6和Ma=0.7来流马赫数下的原型叶栅和加装不同宽度的压力面叶尖小翼的扩压叶栅流场特性进行了实验研究.结果表明:在高亚声速的来流条件下,压力面叶尖小翼可以有效减小叶顶两侧压力梯度,阻碍流体流入叶顶间隙,控制叶顶泄漏流动,减小流场损失,改善流场流动状况.随着小翼宽度的增加,改善程度增大,同时马赫数的变化与控制效果成正比.当Ma=0.7时,与原型叶栅相比,PW2.0方案的流场改善程度最大,总压损失系数降低了6.53%.

为优化具有椭圆弧凹槽的航空钛合金梁式管接头,基于ABAQUS软件建立了梁式管接头弹塑性接触有限元模型,得到了阴、阳接头两道密封处的接触应力分布与接触带宽。综合考虑梁式管接头宏观几何结构与接触面微观形貌,以S指数为密封性能评价指标,利用Isight软件和多岛遗传算法得到了密封性能最优的阴接头几何构型。对最优结构的有限元数值模拟表明,优化结构的S指数比原型和数据库最大值结构分别提高102.2%和53.1%,其最大接触应力与接触带宽明显增大,优化结构的密封性能显著提高。最优结构的S指数与优化方法的预测值吻合良好,从而验证了优化方法的有效性和结构优化设计的准确性。采用的S指数密封评价准则相比于传统单纯以接触应力或接触带宽评价密封性能的方法更全面考虑了密封结构的宏观与微观特征,为梁式管接头密封结构优化设计提供了可量...