叶片反弯曲对涡轮静叶栅流场影响的试验研究

对一典型涡轮静叶型开展了叶片反弯曲对涡轮静叶栅流场性能影响的试验研究。测量了直叶片叶栅和-10°、-20°弯曲叶片叶栅出口流场。结果表明,对该叶型叶栅,随着叶片反弯曲角的增加,叶栅出口通道涡的强度和尺度稍有增大,但位置变化不太明显,尾缘涡有所减弱,叶栅中部和端部横向二次流均增强;随着叶片反弯曲角的增加,叶栅中部损失变化不大,而端部附近损失明显增大,使叶栅总损失增大,直叶栅总损失最小。     

叶片正弯曲对涡轮静叶栅流场影响的试验研究

对一典型涡轮静叶型开展了叶片正弯曲对涡轮叶栅流场性能影响的试验研究。测量了直叶栅和 +10°、+2 0°、+30°弯曲叶片叶栅出口流场。结果表明 ,对该叶型叶栅 ,随着叶片正弯曲角的增加 ,通道涡一直位于叶栅端壁附近 ,其强度变化很小 ,但叶栅出口尾缘涡明显增强 ,并向叶栅中部扩展 ;同时 ,随着叶片正弯曲角的增加 ,叶栅端部总损失变化不大 ,但叶栅中部总损失迅速增加 ,导致叶栅总损失随叶片正弯曲角的增加而增大 ,直叶片叶栅总损失最小     

高负荷动力涡轮叶型优化研究

对某型高负荷动力涡轮第一级导叶进行前加载、中间加载、后加载三种方案的叶型优化,用数值模拟的方法研究三种方案对流动损失的影响机理,将三种方案的气动性能参数与未优化的高负荷动力涡轮进行对比,分析了涡轮气动性能优化效果.结果表明:三种叶型优化方案均能控制叶片表面的流动分离,前加载叶片设计增加了端区的二次流损失,后加载叶片设计...     

低展弦比涡轮静叶栅叶片正弯曲作用的试验研究

对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研 究。测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、 总压损失和气流角的影响。结果表明:对该叶型叶栅,叶片正弯曲既不能大幅度降低叶栅二次流损失,也不能改 善叶栅出口气流角沿叶高的分布:叶栅出口二次流动、尾缘涡及壁角涡随叶片正弯曲角的增大而增强,而通道涡 强度和位置变化不大;该研究结果同以往有关文献的研究结果完全不同。     

尾缘弯折角对宽攻角范围涡轮叶片气动性能影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了涡轮尾缘弯折角对宽攻角叶型气动性能的影响,对比研究了尾缘弯折角和攻角变化对涡轮叶型载荷、出口气流角和损失系数的影响。计算结果表明:当攻角小于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而减小;当攻角大于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而增大。当尾缘弯折角一定时,涡轮叶栅损失系数先减小后增大,攻角为-23.35°处损失系数最小。随着攻角增加,出口气流角减小,叶片载荷后移。在全攻角范围内,尾缘弯折角增大,涡轮叶栅出口气流角增大,叶片载荷后移。     

车用轴向调节式可变喷嘴增压器涡轮流场分析

以车用柴油机轴向调节式可变喷嘴增压器涡轮流场为研究对象,对增压器的不同工况进行试验,分析涡轮内部流场变化情况,研究高低速叶片对涡轮特性的影响。结果表明:完整气动叶型的低速叶片涡轮膨胀比大,气体的动能变化大,激波现象明显,有利于提高涡轮效率;不完整气动叶型的高速叶片工作时,使大流量气体能够快速通过涡轮区域,能量变化较平缓,膨胀比小,叶轮间隙处有明显泄漏现象,影响涡轮输出功率持续提高。     

航空发动机涡轮叶片热冲击试验

某型航空发动机涡轮叶片在使用过程中发生疲劳断裂故障，为避免故障再次发生，对涡轮叶片的材料和结构进行改进，以提高涡轮叶片的振动疲劳强度和热疲劳强度。对改进前后的涡轮叶片进行热冲击试验，论述了试验原理，介绍了试验过程，并分析了试验结果。试验结果表明，改进后涡轮叶片的平均温度比原涡轮叶片低，叶身温度分布更均匀。进气边是涡轮叶片最易产生热疲劳裂纹的部位，改进后涡轮叶片的热疲劳寿命更长。     

高压级涡轮的气动优化设计改型

蒸汽轮机高压级涡轮多为低展弦比直叶型设计,此类涡轮的二次流损失占整个流动损失的比重较大,现在的设计技术能够较好地设计出优秀的S1面叶型,但较难把握全三维的二次流损失。文中通过对单级某高压级涡轮导叶的优化设计改型,得到了较好的控制二次流损失的全三维直叶型。结果表明:最优全三维直叶型不是最优S1面叶型,二次流损失在流动中比重较大,设计中不容忽视;采用优化设计的方法,能够非常有效地提供最优直叶型,缩短设计周期。     

小直径井下发电机涡轮叶片仿真研究

采用计算流体动力学分析软件FLUENT对小直径井下涡轮发电机的涡轮叶片叶型进行了流体动力学分析,得到其定转子内部的流场分布。将仿真得到的入口压力与理论计算所得的设计压力降做对比,验证了简化后的二维叶型仿真的可行性。分析结果表明,转子叶片吸力面的弯曲程度过大将造成脱流,并且适当增大转子叶片出口角,可减少其尾缘出现涡的可能,提高涡轮叶片的水利效率。根据仿真结果对该叶型进行优化。     

使用条件对民航发动机涡轮叶片蠕变寿命的影响分析

发动机使用条件及自身健康状况对涡轮叶片的实际使用寿命有重要影响。以民航发动机为对象,借助发动机性能仿真模型和拉森-米勒蠕变寿命预测模型,研究了发动机性能退化、大气温度变化以及减推力起飞对涡轮叶片蠕变寿命的影响。通过仿真实验研究发现：发动机性能衰退加速了涡轮叶片的寿命损耗,压气机效率损失3%即可导致涡轮叶片蠕变寿命减少80%;随大气温度的升高,涡轮叶片蠕变寿命呈指数规律递减;减推力起飞对涡轮叶片延寿效果比较明显,但随着推力的进一步减小,对涡轮叶片的延寿效果却不再显著。     

钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析

钝尾缘风力机翼型有较好的结构和气动性能,是目前多被用于大型风力机叶片靠近轮毂区域的选定翼型.但钝尾缘翼型也有缺点,易产生大的脱流涡,这会降低叶片的气动性能.为了更好地研究钝尾缘翼型的性能,以了解其气动性能的降低能否与其结构性能的优化相匹配.采用计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对薄尾缘翼型S809和改进的钝尾缘翼型S809-100的性能进行模拟和对比,结果表明相对于薄尾缘翼型,钝尾缘翼型可以增大断面的最大升力系数和升力曲线斜率,并可以降低翼型污染对翼型升力影响的敏感度.     

新型控制扩散翼特性研究

对一种航空军转民用的新型翼－－控制扩散翼进行了研究,将这种新型ＣＤ翼与ＮＡＣＡ／ＣＡ翼、ＤＣＡ翼进行比较,论证了茯优越的性能。     

可逆风机叶片的翼型研究

研究和发展了可逆风机叶片用的翼型——可逆翼型。根据可逆风机的特殊使用要求,分析研究了可逆翼型应该具有的外形要求和气动特性要求。本课题组发展了生成可逆翼型几何外形的计算程序,并采用本课题组的翼型气动性能的计算程序对生成的翼型进行了分析、评估。在此基础上,优选出两个可逆翼型－Ｒ１８和Ｒ４３Ｔ。对该两个翼型和一般的可逆翼型Ｒ３等进行了风洞实验研究,表明本文优选出的两个翼型的性能优于已有的一般翼型,本文提出的可逆翼型的设计方法是可行的。     

新型双头反向对称翼型的性能实验研究

通过对双头反向对称翼型的实验结果的分析比较，得出了构造新型的双头反向对称翼型的基本原则，认为选择性能好的原始翼型是设计高效双头对称翼型的关键。在相同的最大厚度时，原始翼型的头部形状对阻力系数的影响不大。     

Numerical simulation of the flow around two fixed circular airfoils positioned in tandem using the LS-STAG method

In recent years the popularity of immersed boundary methods has been increasing in computational hydrodynamics. One of the most effective methods of this class is the LS-STAG method developed in 2010, which allows computations on sufficiently coarse grids. A software package was developed to solve a number of hydrodynamics and hydroelasticity problems by the LS-STAG method. We present the results of the testing the developed software package by simulating a flow around two fixed circular airfoils positioned in tandem at different distances between the airfoils. We simulate the flow modes for which two symmetric vortices, two asymmetrical vortices, and a vortex wake form behind the front airfoil. For each mode, the typical time dependences of the drag force and lift coefficients are presented. The results agree well with the experimental data in the literature and numerical results of other authors.     

基于气动性能与刚度特性的风力机翼型优化设计

结合翼型泛函集成理论与叶片截面刚度矩阵数学计算模型,提出了风力机中等厚度翼型气动性能与结构刚度特性的一体化设计方法,实现了翼型气动性能与叶片截面刚度特性的同时提高。对考虑叶片截面铺层参数变化设计的WQ-B300翼型与DU97-W-300翼型进行了气动性能与结构刚度特性对比分析,结果表明:相比于DU97-W-300翼型,WQ-B300翼型的气动性能与叶片截面刚度性能均有显著提高,其挥舞刚度和摆振刚度分别提高了6.2%和8.4%,验证了该设计方法的可行性,给风力机中等厚度及大厚度翼型设计提供了一种思路。     

新型双头反向对称翼型性能的数值研究

针对由普通单向翼型对接而成的双头反向对称翼型，对两种模型分别进行了数值模拟，并把计算结果与试验结果进行对比。数值计算结果表明，翼型的头部形状对该类翼型升力影响较大，而对其阻力影响较小；其次，对于有大分离流动的情况，定常条件下的阻力计算结果比试验数值大。     

气动弹片对翼型气动及噪声特性的影响

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°～24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明：气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。     

轴流式风机叶片用的高性能新翼型的试验研究

针对常用的轴流式风机，用计算流体力学（ＣＦＤ）方法设计了７个高性能翼型，对其中３个进行了风洞试验，同时还选用风机原来经常采用的两个已有翼型ＣＬＡＲＫ－Ｙ和ＲＡＦ－６Ｅ进行对比试验。试验表明，新设计的翼型，其气动性能（升阻比）高于对应的这两个翼型。因此，新翼型可供风机设计时采用，预计可以提高风机效率，节约能耗．     

An investigation on the effects of irregular airfoils on the aerodynamic performance of small axial flow fans

In this paper, the effects of airfoils on the aerodynamic performance of small axial flow fans were investigated to reduce airflow turbulence on the blade surface and to improve the aerodynamic performance of small axial flow fans. Irregular airfoils where several convex grooves are bound in the blade pressure surface of the fans have two kinds. The wave-shaped edge is bound to the blade trailing edge of the fans and is designed from the smooth airfoil of the fans. The filtered N-S equations with the finite volume method and the standard k-? turbulence model were adopted to carry out the steady simulation calculation. The large eddy simulation and the FH-W noise models were adopted to carry out the unsteady numerical calculation and aerodynamic noise prediction. The results of simulation calculation are in good agreement with the tests, which proves that the numerical calculation method is feasible. The spectrum characteristics of aerodynamic noise of the smooth airfoil and the two kinds of irregular airfoils were analyzed. Although the fans of the three airfoils are regarded as noise sources, the vortex distribution features in the unsteady flow field are also described. Noise reduction mechanisms of the irregular designs of the airfoils were also discussed. The results of this research may provide proof of the parameter optimization and the structural design of small axial flow fans with low noise.