Aerodynamic performance of high-turning curved cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed. The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates. The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage. Moreover, higher loading over the whole blade height, lower total pressure loss, and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal. The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used, and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.     

Aerodynamic performance of high-turning curved compressor cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed.The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates.The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage.Moreover,higher loading over the whole blade height,lower total pressure loss,and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal.The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used,and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.     

风工程学与大气边界层风洞

论述了大气边界层风洞在风工程学研究中所起的重要作用及西安建筑科技大学双实验段大气边界层风洞的设计及调试过程。     

广西某地域边界层风洞流场品质的测试

介绍了广西某地域边界层风洞流场品质的测试方法和测试数据分析，包括：试验段风速范围、紊流度，气流稳定性，流场均匀性，气流偏角等五项，测试结果说明该风洞流场品质满足结构风工程试验要求。     

叶片周向弯曲角度对扩压叶栅气动性能的影响

为了改善扩压叶栅气动性能,采用拟压缩性方法对不同周向弯曲角度的正弯曲叶片压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值模拟.结果表明,随着弯曲角度的增加,端部流动状况逐渐得到改善,叶栅中部流动损失逐渐增加.正弯20°时可基本控制端部扩压因子至0.6以下.叶片弯曲角度的选择应以能满足设定目标的最小角度为最佳,过大的角度将会导致动静叶间匹配困难和较大的吸力面尾缘回流区     

风力机复合材料叶片流固耦合分析

为了给风力机叶片优化设计及研发工作提供准确的数据,减少成品的开发周期,降低成本,并保证风力机的安全运行,提出一种针对铺层后风力机风轮及叶片并利用ANSYS Workbench进行单向流固耦合分析的方法.主要在传统翼型NACA4412模型下进行叶片建模改进,应用铺层设计把叶梢、叶根、展向等改成渐变式厚度并进行流固耦合分析.数值模拟结果表明:叶片在风速13 m/s时叶尖部分压力最大,此时叶片弦长及其厚度处于最小状态,叶片中部靠近叶片前缘的位置为应力最大处.     

轴流风机叶片表面层流边界层解

在全三元流动计算获得了叶片表面速度分布的基础上，对一台０．８０ｍ直径的轴流式通风机进行了叶片表面层流边界层求解．首先用积分方法导出了适用于计算机解的层流边界层微分方程，然后进行了计算并获得了所有层流段边界层的物理参数．该项研究成果为边界层的控制和叶片优化，以及风机损失计算和效率的提高提供了依据．     

吹除法对斜激波/边界层干扰控制数值模拟

为了对进气道内斜激波/边界层干扰进行控制,采用RSM模型,以二维平板/楔结构为基础,研究了斜激波冲击平板诱导边界层分离现象,探讨了吹除状态下流场波系结构和壁面参数分布,分析了吹除位置和总压对分离区及流场的影响.研究表明加入吹除控制之后,流场参数得到了有效改善,吹除喷嘴靠近分离区,吹除效果更好.吹除总压并不是越高吹除效果就越好,存在一个最佳吹除压力,该压力就是使吹除喷嘴出口气流达到近似音速,这一结论如进一步得到实验证实,对实际工程具有指导意义.     

激波与边界层干扰研究综述

综述了激波与边界层干扰的研究工作,其内容涉及定常激波－边界层干扰的一般特性、气动加热、理论研究、数值模拟以及非定常激波－边界层干扰的若干问题。     

基于CFD的大型风力发电机组叶片气动性能研究

为了研究大型风力发电机组叶片的气动性能,提出了基于CFD技术的叶片气动性能分析方法.该方法采用RANS方程结合SST湍流模型,以实现对大型风机叶片二维翼型气动性能和三维气动性能的分析预报.在此基础上,采用二维方法分析了NACA64-618翼型-180°～180°攻角下的气动性能,获得了其失速攻角,与试验数据的比较证明了该方法的准确性;建立了2MW大型风机三维叶轮模型,采用三维方法分析了其气动性能,与GHBladed软件计算结果比较证明了三维方法的可行性.最后,对2MW风机翼型进行了优化,改善了其气动性能.研究方法对于大型风机叶片的设计,优化及新翼型的开发具有重要参考价值.     

风力机翼型边界层分离流动三维特性的数值模拟

针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下得到了更加细致的涡结构,且更能显示出边界层分离流动的三维特性,计算出的翼型气动性能与实验测试值更接近,因此,Spalart-Allmaras湍流模型比k-ωSST湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效。数值计算结果同时揭示了分离流动的三维特性是影响翼型气动性能的重要因素,而二维模型并不适用于翼型气动性能的计算。     

基于脉冲激励响应的风力机叶片结构阻尼计算

针对大型风力机叶片气弹振动问题,提出一种基于脉冲响应的大型风力机柔性叶片结构阻尼有效分析方法.采用一种5自由度的超级单元,将柔性叶片离散成由若干超级单元构成的多体系统,基于计算多体系统动力学中的R-W方法建立了叶片的动力响应模型.以美国可再生能源实验室(NREL)发布的5 MW近海风力机叶片为研究对象,通过分析叶片在脉冲激励下的动力学响应得到其传递函数,由半功率带宽法计算叶片在静止和运转工况下的挥舞与摆振结构阻尼,从而为确定叶片气弹稳定性的边界提供依据.该研究对于指导叶片结构与气动外形设计、帮助确定其气弹稳定性边界具有重要意义.     

弯叶片压气机叶栅在不同进口附面层厚度下的特性研究

采用人工加厚叶栅进口附面层厚度的方法,研究了弯叶片压气机叶栅在不同叶栅进口附面层厚度条件下叶栅特性的变化,实验结果表明,叶栅进口附面层厚度增加时,叶栅两端区二次流损失增加,近端壁气流的过转程度加强,正弯曲叶栅中低能流体向叶栅中部的迁移能力降低２。反弯曲叶栅中角区分离加剧。叶栅出口气流角和叶栅扩压能力和叶栅进口附面层厚工密切相关。     

穿层固粒在湍流边界层内的运动特性

本文对稀固相气固两相湍流边界层流动，在平均场的意义和在固粒不影响边界层特性与忽略固粒相互作用的假定下，分析了穿层团粒所受作用力及其它因素对固粒运动特性的影响，研究了固粒穿越边界层后碰撞壁面时的不同现象，提出了湍流边界层内固粒运动特性分类准则，并且从磨损的角度探讨了气固两相边界展流动研究的前景。     

叶片刚度对风力发电机组载荷的影响

为了研究受叶片刚度变化影响的载荷灵敏度问题,提出利用柔性多体动力方程对全耦合风机进行建模的方法,并考虑叶片旋转时产生的空气动力、重力及离心力作用对叶片进行模态分析,求解叶片的气动阻尼.运用Newmark法对风力发电机组叶片进行动态分析计算,得到总的动态响应载荷.以某3 MW风力发电机组为例,计算叶片在不同刚度下的载荷敏感度,仿真其在额定风速下的正常发电情况,获得其叶根、塔底、偏航轴承以及轮毂的载荷.仿真结果表明,叶片刚度降低导致叶根载荷减小,但是塔底、偏航轴承载荷增加;叶根XY、塔底Z、偏航轴承Y及轮毂Z方向载荷变化较为敏感.     

高负荷氦气压气机矩形叶栅流动分离特性

针对高负荷氦气压气机叶栅流动分离问题,以某高负荷氦气矩形叶栅为研究对象,采用SST湍流模型加γ-Reθ转捩模型进行了数值模拟。分析了不同负荷、弯角及弯高的高负荷氦气压气机矩形叶栅的流动分离结构和特性。研究结果表明,马蹄涡压力面分支是矩形叶栅角区集中脱落涡和壁角涡形成的主要原因;随着攻角和负荷的增加,叶栅吸力面的分离形式由开式分离向闭式分离转化;而采用恰当的弯高和弯角可以有效抑制流动分离,改善高负荷氦气压气机端部流动状况,减小流动损失。     

考虑边界层堵塞的离心泵滑移系数修正

通过分析滑移系数两种定义形式的不同,可以得到流动滑移量是滑移系数计算的关键.考虑由粘性效应引起的边界层堵塞的影响,由边界层理论对离心泵叶片表面的边界层进行求解,计算出边界层位移厚度,从而对叶轮流动滑移量进行了修正,使滑移系数的计算更为精确.通过对一组离心泵的滑移系数和扬程的实际计算,结果表明：由于叶轮表面边界层堵塞的影响,使滑移系数计算值减小,使计算出的理论扬程和实际扬程也相应减小,与实验值更为接近.     

边界层对低渗透非达西渗流规律影响的实验研究

针对低渗透油藏中渗流规律偏离达西定律的问题,利用微毛管进行了边界层实验,研究了单一毛管中边界层厚度与压力梯度的关系,并在低渗岩心中进行了边界层对渗流规律影响的研究。同时分析了毛管半径、驱动压力梯度、粘度等影响边界层厚度的因素,并对他们的具体影响方式做了说明。研究结果表明:吸附边界层对低渗多孔介质中流体的渗流特征有着极其重要的影响,边界层越厚,渗流规律越偏离达西定律。     

近壁湍流边界层相干结构形成的动力学分析

以壁面脉冲扰动来构建湍流边界层近壁区对称与非对称相干结构理论模式,采用直接数值模拟的方法,研究了湍流边界层近壁区对称与非对称相干结构形成的理论机制和演化规律.计算结果显示非对称相干结构比对称相干结构更容易增长,这是由于非对称型结构能在湍流边界层近壁区域诱导产生较大的展向扰动速度,且不同初始结构类型分布对湍流边界层近壁区相干结构形成的动力学机制不同所致,从而加深了对近壁湍流边界层单个相干结构形成的某种动力学机制的认识理解.     

风洞模拟大气边界层的数据处理

从平均风速剖面和湍流结构两个方面介绍了风洞模拟大气边界层试验中的数据处理方法 ,给出了通过曲线拟合方法求平均风速剖面对数律中的摩擦速度u 、动力粗糙高度z0 和指数律中的指数α的公式 ,讨论了湍流积分尺度和边界层模拟比的计算 ,以及如何通过v～lnz曲线的趋势和指数α的离散程度判断平均风速剖面模拟合理性 .分析结果指出 ,由于实际湍流特性数据的不充分 ,模拟流场的湍流特性参数会偏离某些文献数据不能说是不合理的 .