尾緣
- 串列水翼繞流非定常特征實驗研究
04）開展了水翼尾緣脈動壓力測量和流場Tr-PIV（時間解析圖像粒子測速法）實驗，結(jié)合脈動壓力測量、流場速度脈動分析、流動流態(tài)試驗結(jié)果，分析串列水翼繞流場和尾緣脈動壓力非定常特征的關(guān)聯(lián)以及二者關(guān)于間距比的變化規(guī)律。1 實驗?zāi)Ｐ秃头椒▽嶒災(zāi)Ｐ退頌槲膊拷財嗟腘ACA0015，尾緣寬度為d，如圖1 所示。上下游水翼攻角均為0°，水翼中心沿來流方向?qū)R，上游水翼尾緣至下游水翼前緣間距為P，水翼弦長為C。實驗來流速度U為1 m/s，雷諾數(shù)Re = 7 × 104，
實驗室研究與探索 2023年8期2023-11-09
- 基于磁共振測速的復(fù)合冷卻渦輪葉片流動分析
弦?guī)Ю呱咝瓮ǖ馈?span id="c000yic" class="hl">尾緣帶擾流柱通道、劈縫冷卻等組合而成的復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)［6］。為了獲得更高的冷卻效率，對渦輪葉片復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)下的流動進(jìn)行實驗研究和數(shù)值仿真具有重要意義。在實驗方面，渦輪葉片的外部流場或簡單冷卻結(jié)構(gòu)下的流場測量通常是基于光學(xué)技術(shù)，如粒子圖像測速（Particle Image Velocimetry，PIV）［7-8］、多普勒激光測速（Laser Doppler Velocimetry， LDV）［9］等。LDV 多應(yīng)用于空間單點的速度測量［10］
航空學(xué)報 2023年14期2023-08-31
- 風(fēng)力機葉片翼型俯仰與動尾翼耦合運動數(shù)值仿真
途的方法[1]。尾緣襟翼廣泛應(yīng)用與飛機，在起飛時增大整體升力，降落時擺動襟翼角度增加飛行阻力。圖1 中顯示采用動尾翼（在風(fēng)能領(lǐng)域經(jīng)常被稱為動尾翼）的風(fēng)力機葉輪示意圖。通過改變?nèi)~片后緣的主動控制機構(gòu)，使得葉片在主動變槳的同時可以針對較小的湍流變化相應(yīng)的控制尾翼的角度，從而減少葉片所承受的空氣動力載荷?？梢灶A(yù)見，未來大型葉片將出現(xiàn)同時進(jìn)行變槳和變尾緣襟翼的運行形式。余畏等[2]在FAST/Aerodyn 代碼中加入柔性尾緣襟翼控制器,成功實現(xiàn)了葉片在湍流中的降
機械科學(xué)與技術(shù) 2023年6期2023-07-10
- 襟翼形式對撲翼獲能特性影響的對比分析
成射流[13]、尾緣襟翼[14-15]等。Zhou等[16]提出了一種帶尾緣襟翼的撲翼模型，并通過數(shù)值模擬的方法證明了當(dāng)尾緣襟翼長度取0.33c、翼縫寬度取0.001c時，撲翼獲能效率的提升效果最好。周大明等[17]的研究結(jié)果表明翼型厚度會影響尾緣襟翼撲翼前緣渦的演化，進(jìn)而影響獲能效率。Sun 等[18]指出尾緣襟翼的俯仰振幅和振蕩周期對撲翼獲能效率的提升有顯著影響。上述研究表明尾緣襟翼對撲翼獲能效率的提升效果主要是針對中高縮減頻率工況，而低縮減頻率工況下
空氣動力學(xué)學(xué)報 2023年5期2023-06-16
- 葉片尾緣偏轉(zhuǎn)對升力型垂直軸水輪機性能的影響
機/風(fēng)力機上施加尾緣柔性變形這一主動控制方式，并分析了變形幅值和變形頻率2個因素對獲能效率的影響，結(jié)果表明柔性變形在一定程度上能夠提高獲能效率。Minetto等[9]研究了低葉尖速比下變形葉片對垂直軸風(fēng)力機獲能效率的影響，在相位角90°～180°范圍內(nèi)，葉片尾緣向吸力面發(fā)生偏轉(zhuǎn)，與原始葉片相比，尾緣變形使得垂直軸風(fēng)力機的平均獲能效率由0.096升高至0.140，提高了約46.2%。Baghdadi等[10]提出了一種新型的垂直軸風(fēng)力機，在運行過程中，根據(jù)相
動力工程學(xué)報 2023年1期2023-02-03
- 風(fēng)力機鈍尾緣葉片明冰條件下輸出特性研究
用價值高。利用鈍尾緣翼型設(shè)計葉片是一種提髙氣動性能以及強度、剛度的有效措施[1]，國內(nèi)外學(xué)者對此開展了一系列的研究。Chao等[2]采用增加尾緣厚度法得到鈍尾緣翼型，采用所得翼型構(gòu)建NREL Phase VI鈍尾緣葉片并運用計算流體力學(xué)(CFD)方法研究氣動性能。Lee等[3]將鈍尾緣翼型應(yīng)用于葉片根部區(qū)域，并采用CFD方法研究葉片的氣動特性以及結(jié)構(gòu)性能。Almohammadi等[4]利用風(fēng)洞實驗并結(jié)合數(shù)值模擬方法研究發(fā)現(xiàn)，鈍尾緣翼型對SB-VAWT風(fēng)力機
計算機仿真 2022年10期2022-11-29
- 帶仿鰭式尾緣結(jié)構(gòu)有限長翼型的噪聲特性及降噪實驗研究
,翼型擾流時翼型尾緣與層流邊界層相互作用會產(chǎn)生窄帶高強度的純音噪聲,純音噪聲的頻率與流速成指數(shù)關(guān)系,隨流速升高呈“階梯形”變化,該類型的純音噪聲也稱為層流邊界層不穩(wěn)定噪聲。許多學(xué)者對翼型純音噪聲的產(chǎn)生機理進(jìn)行了理論、數(shù)值和實驗研究。Paterson等認(rèn)為該類型噪聲類似于渦脫落噪聲,并提出了渦脫落模型。Tam等首次提出可以解釋該類純音噪聲頻率“階梯形”變化規(guī)律的聲學(xué)反饋回路模型。后續(xù)大量研究結(jié)果表明聲學(xué)反饋回路模型可以更好地解釋邊界層不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生機理:不
西安交通大學(xué)學(xué)報 2022年9期2022-09-20
- 壓氣機葉片尾緣增厚方法的分析與研究
例。當(dāng)葉片過小，尾緣厚度在制造過程中無法實現(xiàn)時，就需要在設(shè)計時對葉片尾緣予以加厚處理。馬林靜[2]和李仁年等[3]將尾緣對稱加厚和單側(cè)加厚的方法應(yīng)用于風(fēng)力機翼型，通過數(shù)值模擬對風(fēng)力機翼型的尾緣加厚方式進(jìn)行了探討，給出了尾緣增厚方式和最佳厚度的建議。毛研偉等[4]單側(cè)加厚了渦輪動葉和靜葉的吸力面，通過數(shù)值模擬的方式證實了葉片尾緣加厚對載荷分布和尾跡損失的影響。而在壓氣機中，關(guān)于尾緣厚度對壓氣機性能的影響，國內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)開展了一定的研究工作。Moses等[5]
節(jié)能技術(shù) 2022年3期2022-08-10
- 軸流通風(fēng)機仿生降噪方法
]利用不同翼型和尾緣形狀的平板進(jìn)行風(fēng)洞測量，探究鋸齒形尾緣的降噪潛力，結(jié)果顯示所有鋸齒尾緣形狀的翼型平板噪聲降低3～8 dB。Jones等[6-7]采用直接數(shù)值模擬(DNS)方法對有鋸齒和無鋸齒的NACA-0012翼型進(jìn)行研究，得出在有鋸齒情況下，翼型尾緣噪聲的振幅會減小，而降低噪聲的頻率間隔會隨著鋸齒長度的不同而不同，尾緣鋸齒會破壞對流形成的較大湍流結(jié)構(gòu)，并促進(jìn)由鋸齒產(chǎn)生的馬蹄渦的發(fā)展。Wang等[8]采用大渦模擬(LES)并結(jié)合Ffowcs Willi
動力工程學(xué)報 2022年6期2022-07-30
- 鋸齒尾緣在風(fēng)電機組降噪工程上的應(yīng)用
]，其中加裝鋸齒尾緣是一種行之有效且易于實施的技術(shù)。加裝鋸齒尾緣降噪的原理是鋸齒尾緣改變了葉片尾緣處的流場結(jié)構(gòu)，破壞了尾緣后面的渦流，將尾緣邊界層處較大的渦流被打散成較小的渦流，實現(xiàn)降低噪聲的目的。M.S.Howe[9]研究了鋸齒高寬比對降噪效果的影響，結(jié)果表明，鋸齒的高寬比越小，降噪效果越好。S.Oerlemans等[10]研究了多種降噪措施對風(fēng)電機組的降噪效果，結(jié)果表明加裝鋸齒尾緣具有更好的降噪效果。M.Gruber等[11]對加裝鋸齒尾緣的翼型進(jìn)行了
- 風(fēng)力機翼型多目標(biāo)優(yōu)化及尾緣加厚研究＊
以及結(jié)構(gòu)，對于鈍尾緣翼型的研究也越來越多[6]。與具有相同最大厚度的尖尾緣翼型相比，在力學(xué)性能上，鈍尾緣翼型具有更大的截面積以及更高的抗彎扭能力；在氣動性能上，鈍尾緣翼型具有更高的升力系數(shù)和失速攻角[7]。許多國內(nèi)外學(xué)者在鈍尾緣翼型加厚方法上進(jìn)行了研究，Law SP等[8]采用直接截斷法對翼型進(jìn)行加厚，并且進(jìn)行實驗研究，發(fā)現(xiàn)鈍尾緣翼型具有更佳的氣動性能；Standish K J等[8]采用對稱加厚法對尖尾緣翼型進(jìn)行加厚，并進(jìn)行數(shù)值分析；張磊等[10]通過非
風(fēng)機技術(shù) 2022年1期2022-03-16
- 柔性鋸齒形尾緣流動分離控制實驗的多尺度相干結(jié)構(gòu)研究
對比3種不同材料尾緣對分離區(qū)邊界和內(nèi)部各頻率脈動的控制和優(yōu)化效果，通過對各測點處的脈動速度進(jìn)行小波變換，在時頻域同時分析各尺度渦包的破碎和摻混過程，并從中提取誘導(dǎo)分離的主體相干結(jié)構(gòu)，比較其相位平均和發(fā)生頻率的變化情況。1 實驗裝置實驗在天津大學(xué)直流式風(fēng)洞中進(jìn)行，如圖1所示。實驗段尺寸600 mm（長）×250 mm（寬）×250 mm（高），來流風(fēng)速 u∞=17.6 m/s，湍流度 I0=0.92%。采用 NACA0018二維翼型，雷諾數(shù) Re=1.2×1
實驗流體力學(xué) 2022年6期2022-02-06
- 仿生尾緣對導(dǎo)管槳推進(jìn)性能的影響
件中實現(xiàn)對該仿生尾緣導(dǎo)管槳的水動力性能模擬，結(jié)合控制變量方法研究尾緣突起個數(shù)、尾緣長度和尾緣傾斜角度對仿生尾緣導(dǎo)管槳水動力性能的影響，并探究其水動力性能提升的機理。1 數(shù)值方法與計算模型1.1 數(shù)值計算方法假設(shè)流體是不可壓縮的，本文采用RANS方程(雷諾平均方程)作為求解旋轉(zhuǎn)域的控制方程[14-15]，流場的連續(xù)性方程和動量方程可分別表示為：(1)i,j=1,2,3(2)本文使用的SSTk-ω[16-17]模型，綜合了k-ω模型在近壁區(qū)計算的優(yōu)點和k-ε模
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報 2021年11期2021-12-26
- 600 kW帶尾緣襟翼風(fēng)力機設(shè)計及優(yōu)化
外學(xué)者在基本翼型尾緣加裝各種Gurney 襟翼，研究結(jié)果表明Gurney 襟翼改變了上下翼面的壓力分布，不同的Gurney 襟翼參數(shù)在一定攻角范圍內(nèi)可增加翼型的升力系數(shù)及升阻比。李傳峰等人用CFD方法研究了可變形尾緣襟翼氣動性能，結(jié)果表明變形尾緣襟翼可明顯提高升力系數(shù)和升阻比。C.P.Van Dam等人研究了微型滑動襟翼(MICROTAB)對翼型氣動性能性能的影響。以上各種改善翼型的氣動性能襟翼裝置各自缺點，Gurney 襟翼與翼型主體的連接強度較低，連接
應(yīng)用能源技術(shù) 2021年11期2021-12-10
- 尾緣襟翼對撲翼的獲能特性影響
技術(shù)的巨大潛力。尾緣襟翼（Trailing-Edge Flap，TEF）是一種廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的增升機構(gòu)，其結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性強、增升效果好[14-15]。目前對于尾緣襟翼在單一葉片以及垂直軸風(fēng)力機上應(yīng)用的研究已經(jīng)較為成熟[16-18]，而應(yīng)用于撲翼獲能方面的研究則主要局限于格尼襟翼[19-20]，朱兵的研究結(jié)果[20]表明格尼襟翼的應(yīng)用影響了尾緣渦的演化，通過增大撲翼上下表面的壓差，提高了升力，使獲能效率得到了21%的提升，但文中并未提及格尼襟翼自身
空氣動力學(xué)學(xué)報 2021年5期2021-11-13
- 鋸齒尾緣葉片氣動特性數(shù)值模擬研究
文探索一種在靜子尾緣進(jìn)行鋸齒改型的壓氣機擴穩(wěn)的可能途徑。對于鋸齒尾緣的研究可以追溯至20 世紀(jì)50年 代NACA 的Smith 和Schaefer［5］通 過 切 割 翼 型尾緣的研究，之后Howe［6］在1978 年率先對鋸齒尾緣的聲學(xué)特性進(jìn)行了研究，在這之后又有大量學(xué)者跟進(jìn)研究［7?9］，并將鋸齒結(jié)構(gòu)實際應(yīng)用在發(fā)動機吊艙以降低氣動噪聲。此外，國內(nèi)學(xué)者也對于鋸齒尾緣展開了許多研究，如許影博等發(fā)現(xiàn)鋸齒的齒形會影響聲音低頻部分［10］；仝帆等使用大渦模擬方法
南京航空航天大學(xué)學(xué)報 2021年4期2021-09-16
- 風(fēng)力機尾緣襟翼氣動特性及減振性能研究
距控制的不足，以尾緣襟翼控制為代表的風(fēng)力機“智能葉片”技術(shù)被認(rèn)為是最具發(fā)展?jié)摿Φ挠行аa充方案[3]。風(fēng)力機尾緣襟翼控制方案是在葉片尾緣處布置分布式襟翼，通過尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)改變?nèi)~片氣動外型從而調(diào)節(jié)氣動性能。尾緣襟翼控制具有轉(zhuǎn)動慣性小，響應(yīng)速度快，對高頻荷載敏感，局部荷載可調(diào)節(jié)等特點，可有效補償獨立變槳距控制的不足，近年來得到了廣泛的研究。Bergami等[4-6]采用自適應(yīng)柔性尾緣襟翼對風(fēng)力機葉片進(jìn)行降載減振控制，結(jié)果表明尾緣襟翼可有效調(diào)節(jié)葉片的氣動性能，降低
振動與沖擊 2021年15期2021-08-11
- 風(fēng)力機翼型尾緣厚度對氣動噪聲的影響?
限.隨著大厚度鈍尾緣翼型的廣泛使用[1]，鈍尾緣對風(fēng)力機的氣動性能以及氣動噪聲起著不可忽視的影響.風(fēng)力機噪聲主要由兩部分構(gòu)成：機械噪聲和氣動噪聲[2]，前者是由于機械設(shè)備工作時，部件和殼體產(chǎn)生振動所發(fā)出的[3]，后者是風(fēng)力機噪聲的主要部分[4]，包含低頻噪聲、湍流入流噪聲、翼型自噪聲.低頻噪聲是旋轉(zhuǎn)葉片與塔架或風(fēng)剪切相互作用產(chǎn)生，由于人耳對其不太敏感，所以在A加權(quán)噪聲頻譜圖上，此類噪聲對A加權(quán)聲功率級貢獻(xiàn)較少，湍流入流噪聲是葉片與入流相互作用產(chǎn)生的.翼型自
- V肋對尾緣劈縫氣膜冷卻特性的影響
多的重視[2]。尾緣區(qū)域的有效冷卻是渦輪葉片冷卻中最困難的挑戰(zhàn)之一，這是由于狹小的通道中難以布置冷卻結(jié)構(gòu)，且尾緣的壓力面?zhèn)群臀γ鎮(zhèn)鹊臒嶝?fù)荷都很高。因此為了保證尾緣的結(jié)構(gòu)完整性在發(fā)動機服役期間內(nèi)不被高溫燃?xì)鉄g破壞，必須對其進(jìn)行高效冷卻。Cunha等[3-4]最先對比了全縫、離散孔、劈縫3種冷卻結(jié)構(gòu)在尾緣有限空間內(nèi)的冷卻效果，基于一維方法建立了不同尾緣冷卻設(shè)計方案的溫度分布解析關(guān)系式，結(jié)果表明相同工況下所計算出的一維溫度分布中劈縫結(jié)構(gòu)的壁溫最低。劈縫冷卻結(jié)
航空學(xué)報 2021年6期2021-07-07
- 鈍尾緣翼型對5MW 風(fēng)力機性能影響的研究
獻(xiàn)[2]提出了鈍尾緣葉片技術(shù)，為該問題的解決提供了一種有效可行方法[2]。文獻(xiàn)[3]研究得到尾緣增厚能夠使最大升力系數(shù)提高。文獻(xiàn)[4]得到鈍尾緣翼型應(yīng)用在靠近葉片尖部位置時會使機組輸出功率嚴(yán)重降低，而應(yīng)用在葉片根部位置時則對機組輸出功率不會產(chǎn)生較大影響。文獻(xiàn)[5]發(fā)現(xiàn)隨尾緣厚度增加阻力系數(shù)也會增大。文獻(xiàn)[6]研究得到，認(rèn)為合理的修型可以在考慮結(jié)構(gòu)與工藝的同時確保其氣動性能。文獻(xiàn)[7]發(fā)現(xiàn)并不是所有翼型都遵從上述規(guī)律；通過對S814 與S827 進(jìn)行改型分析
機械設(shè)計與制造 2021年2期2021-03-05
- 風(fēng)力機葉片翼型鈍尾緣改型新方法及氣動性能分析研究
楔形塊或者對翼型尾緣進(jìn)行修型處理可以使翼型升力系數(shù)明顯提高。 隨著風(fēng)力機功率的逐漸增大和葉片長度的增加， 對葉片的要求也越來越高。 考慮到大型風(fēng)力機葉片的強度和工藝，葉片的中部和根部通常為鈍尾緣的形式，如荷蘭DU 系列翼型。 國內(nèi)外學(xué)者針對鈍尾緣以及尾緣改型的翼型進(jìn)行了大量的試驗和數(shù)值上的研究。 由于氣動和結(jié)構(gòu)上的優(yōu)點[1]，一般情況下，鈍尾緣風(fēng)力機翼型滿足0.2＜r/R＜0.42[2]，并常被用于大型葉片設(shè)計之中。 翼型尾緣加厚主要有對稱加厚法、非對稱加
可再生能源 2020年12期2020-12-16
- 下緣板孔對渦輪葉片尾緣內(nèi)冷通道流動換熱影響的數(shù)值研究
研究，發(fā)現(xiàn)深凹槽尾緣開口有利于降低葉頂間隙泄漏損失；李廣超等[6]提出了一種凹槽帶肋葉頂結(jié)構(gòu)并通過數(shù)值模擬揭示其改善葉頂氣膜冷卻效率機理；張玲等[7]研究不同孔排布置對葉頂氣動性能的影響，結(jié)果表明，冷卻噴氣有效削弱了葉頂間隙泄漏損失；孫國志等[8]、杜昆等[9]、胡建軍等[10]和周治華等[11]利用數(shù)值方法對凹槽葉頂結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)不同工況和幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)對葉尖泄漏量及氣動損失影響不同；王大磊等[12]、Zhou K等[13]、Zhou C等[14]研究
航空工程進(jìn)展 2020年5期2020-10-30
- 某壓氣機第一級轉(zhuǎn)子葉片切角對氣動性能的影響
子葉片前緣切角、尾緣切角、前尾緣切角前后的氣動性能進(jìn)行了計算分析，結(jié)果表明：轉(zhuǎn)子葉片切角后氣動性能下降，前緣切角氣動性能降低的最多，尾緣切角氣動性能降低的最少;轉(zhuǎn)子葉片氣動性能降低的量與前緣切角葉片數(shù)正相關(guān)。關(guān)鍵詞：轉(zhuǎn)子葉片;切角;氣動性能;前緣;尾緣航空發(fā)動機在裝配、使用過程中，由于裝運損壞、腐蝕、吞冰、異物擊傷等原因，其壓氣機葉片難免會造成損傷[1，2，3]。對于葉尖出現(xiàn)卷邊、缺口、撕裂等現(xiàn)象的轉(zhuǎn)子葉片，通常進(jìn)行切角處理。針對可能出現(xiàn)葉尖前緣損傷、尾緣
裝備維修技術(shù) 2020年33期2020-08-10
- 長短葉片尾緣形狀對離心泵性能與動靜干涉的影響
靜干涉作用與葉片尾緣處渦脫及其與定子的碰撞密切相關(guān)[12-13]，這意味著葉片尾緣形狀會對離心泵性能與非定常脈動產(chǎn)生直接影響。文獻(xiàn)[14]對低比轉(zhuǎn)數(shù)離心泵葉片尾緣進(jìn)行不同位置切削，通過數(shù)值模擬與試驗研究發(fā)現(xiàn)，對壓力面切削可以降低額定流量下的壓力與渦量脈動幅值，從而提高離心泵效率。文獻(xiàn)[15]研究了核泵擴散導(dǎo)葉尾緣倒圓與壓力面切削對其內(nèi)部不穩(wěn)定流動的影響。文獻(xiàn)[16]研究了葉片壓力面尾緣切削對離心泵非定常壓力脈動與不穩(wěn)定流動的影響。離心泵中長短葉片設(shè)計可以改
農(nóng)業(yè)機械學(xué)報 2020年4期2020-04-27
- 彈性尾緣對超空泡航行體空泡形態(tài)與壓力脈動特性影響的水洞試驗研究
少航行體尾部彈性尾緣對超空泡航行體控制的研究。為了研究空泡閉合位置的變化從而增加水下航行體運動控制效果，本文設(shè)計了帶有可變剛度彈性尾緣的超空泡航行體模型，獲得了航行體模型不同變形狀態(tài)與不同通氣量對空泡形態(tài)及航行體表面壓力變化的影響特性，為水下超空泡航行體的運動控制研究提供了技術(shù)參照和數(shù)據(jù)支撐。1 通氣試驗裝置與模型1.1 通氣試驗裝置試驗在哈爾濱工業(yè)大學(xué)HT-01型循環(huán)式通氣水洞中完成，該試驗系統(tǒng)主要由水洞及其操控系統(tǒng)組成，圖1所示為水洞整體示意圖，其中工
兵工學(xué)報 2020年3期2020-04-16
- 風(fēng)力機葉片氣動噪聲的影響參數(shù)?
H聲比擬方法對帶尾緣鋸齒的翼型段進(jìn)行氣動及氣動聲學(xué)仿真，調(diào)研了不同功角、鋸齒長度、尾緣鋸齒安裝角、尾緣鋸齒波長比的翼型的噪聲水平，發(fā)現(xiàn)較小的尾緣鋸齒波長比、負(fù)值的尾緣鋸齒安裝角降噪能力更強。任旺等[7]采用LES方法計算DU91-W2-250 翼型的流場，利用FW-H方法求解遠(yuǎn)場噪聲分布，研究了3 種翼型尾緣厚度(相對于弦長分別為0%、1.2%、2%)對噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)2%和0%尾緣厚度均降低了聲壓級，尤其是在1500 Hz以上的高頻部分。相較于原始翼型，
應(yīng)用聲學(xué) 2020年6期2020-03-03
- 超/跨聲渦輪尾緣掠技術(shù)數(shù)值研究
局部掠型方案——尾緣掠，研究尾緣掠效果及機理；改善直接尾緣掠的流動惡化問題，提升尾緣掠應(yīng)用能力。上述環(huán)節(jié)主要掠方案包括探究掠型一般性影響的整體掠及本文主要研究對象尾緣掠。前者構(gòu)造方式為調(diào)節(jié)平面葉柵積疊線，依線性關(guān)系對各基元截面進(jìn)行軸向與周向平移處理，且為保證掠變換前后二面角變化最小，最終選用沿弦向的基元截面變換關(guān)系；尾緣掠，指僅在葉片局部展高內(nèi)尾緣區(qū)域添加、保持喉道前區(qū)域完全不變的掠型。為有效和穩(wěn)定實現(xiàn)尾緣掠變換，本文開發(fā)1套以喉道后弦向拉伸為主、配合旋轉(zhuǎn)
航空發(fā)動機 2019年4期2019-09-17
- 葉片表面粗糙條件下鈍尾緣翼型優(yōu)化設(shè)計
中等和大厚度翼型尾緣處的型線[11-12],因此，文獻(xiàn)[12]提出翼型廣義泛函集成表達(dá)與B樣條曲線相結(jié)合的方法，以此進(jìn)行風(fēng)力機翼型型線的優(yōu)化設(shè)計。鈍尾緣改型設(shè)計可以有效改善表面粗糙翼型的氣動性能。BAKER等[13]實驗研究了對稱加厚的不同翼型，發(fā)現(xiàn)適度增加尾緣厚度可增大升阻比并降低前緣粗糙敏感度。楊瑞等[14]采用CFD方法模擬薄、鈍尾緣翼型的氣動性能，結(jié)果表明鈍尾緣翼型增大了最大升力系數(shù)，并減小了前緣污染對升力特性的影響。鑒于優(yōu)化設(shè)計和鈍尾緣改型均能提
中國機械工程 2019年6期2019-04-09
- 非對稱鈍尾緣翼型氣動噪聲數(shù)值研究
，包括湍流邊界層尾緣噪聲和鈍尾緣噪聲等5種，而尾緣噪聲占翼型自噪聲的主導(dǎo)地位[12]。因此，研究尾緣噪聲對風(fēng)電的應(yīng)用和普及意義重大。國內(nèi)外學(xué)者針對尾緣噪聲進(jìn)行了大量的實驗和數(shù)值模擬。Singer等[13]利用混合法對NACA翼型進(jìn)行數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)翼型尾緣邊界層與翼型尾緣相互作用引起的尾緣脫落是產(chǎn)生噪聲的主要原因。劉雄等[14]研究了不同厚度的風(fēng)力機翼型尾緣對翼型氣動性能的影響，發(fā)現(xiàn)適當(dāng)增加翼型尾緣厚度會提高氣動性能，但未對氣動噪聲進(jìn)行深入研究。Ewert等
動力工程學(xué)報 2018年11期2018-12-17
- 尾緣開縫透平葉片內(nèi)流動傳熱特性研究
逐年提高,給葉片尾緣等高熱負(fù)荷區(qū)域的設(shè)計帶來了巨大挑戰(zhàn)。圖1給出了典型燃?xì)馔钙饺~片及其橫截面示意圖[1]。為保證機組的氣動效率,葉片尾緣通常設(shè)計得較薄,因此需采用有效的冷卻措施來確保尾緣的強度和運行壽命。目前,燃?xì)馔钙饺~片尾緣區(qū)域的冷卻主要采用開縫結(jié)構(gòu),如圖1b所示,通過在壓力面去除部分材料,使冷氣在尾緣附近形成保護(hù)氣膜。為了增強尾緣結(jié)構(gòu)的強度以及傳熱性能,開縫內(nèi)部通道內(nèi)會布置數(shù)排肋柱或腔室結(jié)構(gòu)。(a)燃?xì)馔钙饺~片 (b)M-M截面圖1 典型燃?xì)馔钙饺~片示
西安交通大學(xué)學(xué)報 2018年10期2018-10-15
- 葉片中弧線的一種混合算法研究
之處，即在前緣或尾緣附近很難得到內(nèi)切圓。針對以上問題，本文提出一種混合方法，即在葉片前緣和尾緣處利用最優(yōu)化算法擬合出和前緣及尾緣型線最匹配的內(nèi)切圓，而在葉片的其他部位使用前述的兩種傳統(tǒng)方法。1 方 法傳統(tǒng)方法1如圖1所示。圖1 傳統(tǒng)算法1幾何演示在傳統(tǒng)方法1中，一般葉片二維截面型線由壓力面型線和吸力面型線構(gòu)成，其中一條型線由函數(shù)y=f1(x)描述，另一條型線表示為函數(shù)y=f2(x)。傳統(tǒng)方法2如圖2所示。圖2 傳統(tǒng)算法2演示在傳統(tǒng)方法2中，首先生成一條試探
機電工程 2018年7期2018-08-03
- 發(fā)動機外罩波紋形尾緣降噪機理初探
航空發(fā)動機外罩的尾緣由原來的平滑形改成了波紋狀，如圖1所示的波音787的發(fā)動機。根據(jù)一些理論和實驗研究，尾緣處的波紋形設(shè)計可以以小的推力損失來達(dá)到降低噪聲的目的[1-2]。但其降噪機理目前未見有理論上的說明。改變尾緣形狀來降低噪聲的想法并不是新生事物。在20世紀(jì)90年代中期，工業(yè)界就開始在發(fā)動機噴口處加入鋸齒形尾緣，作為一種降噪措施[3]。普遍認(rèn)為，鋸齒的尖角有利于流向渦的產(chǎn)生，增強混合，減小射流在產(chǎn)生噪聲的主要區(qū)域內(nèi)的流速，從而降低噪聲。噴流噪聲主要包括
空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年3期2018-06-29
- 仿生學(xué)氣動噪聲控制研究的歷史、現(xiàn)狀和進(jìn)展
貓頭鷹翅膀的鋸齒尾緣翼型降噪的理論分析研究結(jié)果[5-6],并給出了鋸齒尾緣降噪的預(yù)測模型。在Howe的理論研究后，眾多研究證實了鋸齒尾緣的降噪效果。Dassen[7]、Braun[8]、Oerlemans[9]等在風(fēng)力機上初步證實了尾緣鋸齒的降噪效果。2010年后，針對尾緣鋸齒人們做了大量的工作。如Gruber[10-14]、Chong[15-20]與Moreau[21,22]等針對NACA65、NACA0012翼型及平板開展了大量的尾緣鋸齒降噪實驗研究。
空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年1期2018-03-09
- 跨音速透平葉柵尾緣劈縫射流的數(shù)值研究
.快速準(zhǔn)確地預(yù)測尾緣劈縫射流參數(shù)對葉柵氣動性能的影響，對葉片尾緣冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計具有重要的理論指導(dǎo)意義.跨音速透平葉柵流動具有復(fù)雜的激波波系，激波與邊界層和尾跡的相互作用會顯著影響葉柵的氣動性能和效率.葉片尾緣激波不僅是葉型損失的一個主要來源，而且會引起葉片表面壓力脈動，誘發(fā)葉片發(fā)生振動[2].Denton等[3]預(yù)測了跨音速透平中尾緣的損失，預(yù)測結(jié)果顯示其占透平總損失的1/3左右.尾緣激波撞擊相鄰葉片吸力面，使邊界層發(fā)生分離，熵顯著增加.尾緣激波會使葉柵氣動
動力工程學(xué)報 2018年2期2018-03-06
- 尾緣彎折角對寬攻角范圍渦輪葉片氣動性能影響的數(shù)值研究
率、幾何構(gòu)造角、尾緣彎折角等。本文擬研究葉型尾緣彎折角變化對寬攻角范圍內(nèi)渦輪氣動性能參數(shù)的影響，通過模擬計算不同尾緣彎折角葉型在寬攻角范圍內(nèi)的變化，分析其內(nèi)部流場、出口氣流角、表面靜壓分布、損失系數(shù)等氣動性能參數(shù)，得到關(guān)于葉型尾緣彎折角與渦輪平面葉柵氣動性能影響的規(guī)律，為之后的攻角適應(yīng)性葉型設(shè)計奠定基礎(chǔ)。1 研究對象葉片造型采用11參數(shù)法見圖1所示，葉盆采用一段NURBS曲線控制，為了能嚴(yán)格控制葉片喉部寬度葉背采用兩段NURBS曲線，葉背喉部切線和尾緣切線
裝備制造技術(shù) 2018年12期2018-02-26
- 風(fēng)力機尾緣襟翼結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化及控制性能分析
2206)風(fēng)力機尾緣襟翼結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化及控制性能分析張文廣1， 白雪劍2， 韓 越2(1．華北電力大學(xué) 新能源電力系統(tǒng)國家重點實驗室，北京 102206；2．華北電力大學(xué) 工業(yè)過程測控新技術(shù)與系統(tǒng)北京市重點實驗室，北京 102206)為研究適應(yīng)不同風(fēng)況下的尾緣襟翼最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)，以NREL 5 MW風(fēng)力機為參考對象，對FAST進(jìn)行二次開發(fā)，在Matlab/Simulink上搭建了帶尾緣襟翼的風(fēng)力機氣動彈性伺服仿真平臺；以11.4 m/s穩(wěn)定風(fēng)為例，綜合考慮尾緣
動力工程學(xué)報 2017年12期2017-12-19
- 多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗
多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗劉漢儒*， 陳南樹西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710072本文設(shè)計了一種尾緣(TE)上游多孔滲透結(jié)構(gòu)，通過在全消聲低速射流風(fēng)洞，利用遠(yuǎn)場麥克風(fēng)測量研究了不同工況和材料物性下尾緣輻射噪聲的影響。結(jié)果表明：所設(shè)計的多孔滲透結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了額外的方腔噪聲特征，相對密度4.7%的泡沫金屬所產(chǎn)生的附加噪聲最小，顆粒狀多孔材料比泡沫金屬產(chǎn)生的附加噪聲小。對稱流動條件下多孔平板尾緣噪聲中出現(xiàn)的方腔單音噪聲特征，在人工非對稱流動條件干涉下
航空學(xué)報 2017年6期2017-11-22
- 兩種尾緣凹陷方式對開式軸流葉輪內(nèi)流特性及性能影響分析
力工程學(xué)院）兩種尾緣凹陷方式對開式軸流葉輪內(nèi)流特性及性能影響分析梁 鐘 王 軍 蔣博彥 李佳?。ㄈA中科技大學(xué)能源與動力工程學(xué)院）開式軸流葉輪因其無外殼結(jié)構(gòu)造成風(fēng)機內(nèi)部流動結(jié)構(gòu)復(fù)雜。論文采用數(shù)值分析與實驗結(jié)合的方法，以某室外機用開式3葉軸流葉輪為模型，通過改進(jìn)葉輪尾緣結(jié)構(gòu)，設(shè)計了兩組不同的尾緣凹陷方案進(jìn)行數(shù)值模擬和試驗研究。結(jié)果顯示：尾緣凹陷能夠有效改善葉片表面壓力分布，減小壓力面與吸力面之間的壓力差，減小葉頂間隙渦流區(qū)，改善角區(qū)分離，減弱葉輪尾跡，有效改善
風(fēng)機技術(shù) 2017年4期2017-09-16
- 尾緣形狀對低壓渦輪葉柵氣動性能的影響
150001)尾緣形狀對低壓渦輪葉柵氣動性能的影響李 超， 顏培剛， 錢瀟如， 韓萬金， 王慶超(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院， 哈爾濱 150001)為減小高負(fù)荷低壓渦輪葉型損失，提高低壓渦輪葉柵氣動性能，采用數(shù)值模擬方法研究尾緣形狀對高負(fù)荷前加載低壓渦輪葉柵L2F氣動性能的影響. 對比尾緣偏斜、增加尾緣厚度和Gurney襟翼對葉柵能量損失和流動的影響. 結(jié)果表明：3種尾緣形狀都能增加氣流折轉(zhuǎn)角, 在低雷諾數(shù)時減小能量損失，在高雷諾數(shù)時增加損失，
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2017年7期2017-07-10
- 流量分配對尾緣通道流動換熱特性的影響
00)流量分配對尾緣通道流動換熱特性的影響潘炳華(中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)采用數(shù)值模擬方法，研究了不同進(jìn)氣比條件下雙向進(jìn)氣葉片尾緣通道的流動與換熱特性。結(jié)果表明，整個尾緣通道的全局平均換熱強度隨著進(jìn)氣比的增加而增大。小進(jìn)氣比情況下，尾縫出口流量沿徑向分布較均勻，整個通道的對流換熱都較弱，其中中間隔板附近對流換熱最弱。大進(jìn)氣比情況下，尾縫出口流量分布沿徑向變化較大，在通道頂部區(qū)域分布較多，通道頂部區(qū)域?qū)α鲹Q熱最強，中間隔板附近對流換熱有
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2017年2期2017-06-05
- 考慮粗糙度敏感位置的鈍尾緣翼型氣動性能研究
糙度敏感位置的鈍尾緣翼型氣動性能研究張 旭1,2，劉海龍1，王格格1，李 偉2,3（1. 天津工業(yè)大學(xué)天津市現(xiàn)代機電裝備技術(shù)重點實驗室，天津 300387；2. 建筑安全與環(huán)境國家重點實驗室，北京 100013；3. 天津城建大學(xué)能源與安全工程學(xué)院，天津 300384）針對考慮粗糙度敏感位置的風(fēng)力機翼型鈍尾緣改型前后的氣動性能進(jìn)行研究，揭示鈍尾緣改型對表面粗糙翼型增升效果的影響規(guī)律?；?SST湍流模型，計算表面光滑與粗糙的S822翼型的升、阻力系數(shù)，并與
農(nóng)業(yè)工程學(xué)報 2017年8期2017-05-25
- 尾緣厚度對渦輪葉柵性能影響的數(shù)值研究
安710077)尾緣厚度對渦輪葉柵性能影響的數(shù)值研究郭湘錕1，2，白濤3，張少博1，2(1.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院航空發(fā)動機氣動熱力國家重點實驗室，北京100191；2.先進(jìn)航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191；3.西安航空學(xué)院飛行器學(xué)院，西安710077)采用數(shù)值模擬方法，分別通過改變亞聲速和超聲速葉型尾緣厚度，研究尾緣厚度變化對渦輪葉柵損失的影響，并在寬廣工況范圍內(nèi)探討尾緣厚度對渦輪葉柵性能影響的敏感性。結(jié)果表明：尾緣厚度對亞聲速葉型的
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2016年5期2016-12-01
- 尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響
安 710129尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響陳偉杰， 喬渭陽*， 仝帆， 段文華， 劉團(tuán)結(jié)西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710129實驗研究了不同雷諾數(shù)(2×105～8×105)、不同攻角狀態(tài)下，3種相同波長(4%弦長)不同振幅(分別為5%、10%、15%弦長)尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響。研究表明，在0°攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒會增強甚至誘導(dǎo)產(chǎn)生新的不穩(wěn)定噪聲，顯著增大葉片自噪聲；在大攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒會減弱甚至完全抑制
航空學(xué)報 2016年11期2016-11-20
- 基于尾緣分離模型的風(fēng)力機獨立變槳性能優(yōu)化
0093)?基于尾緣分離模型的風(fēng)力機獨立變槳性能優(yōu)化張?zhí)N寧1，葉舟1, 2，李春1, 2(1. 上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院, 上海 200093；2. 上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室, 上海 200093)為準(zhǔn)確研究風(fēng)力機高風(fēng)速非定常氣動特性，以NREL Phase VI實驗葉片為算例，考慮三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和尾緣流動分離現(xiàn)象，建立了Du-Selig三維失速延遲模型與Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型，并
動力工程學(xué)報 2016年9期2016-10-12
- 水平軸風(fēng)力機多渦格升力面渦尾跡法的研究
風(fēng)速失速延遲導(dǎo)致尾緣分離滯后，建立Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型與Du-Selig失速延遲模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型。計算低風(fēng)速及高風(fēng)速不同的偏航角工況，對比分析不同渦格數(shù)對模擬結(jié)果的影響。研究結(jié)果表明：渦格數(shù)對低風(fēng)速工況影響甚小，對高風(fēng)速影響很大，且采用兩渦格的三維尾緣分離預(yù)估模型對法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)的模擬最為精確。水平軸風(fēng)力機；多渦格升力面；自由渦尾跡；渦格數(shù)；偏航；失速延遲；尾緣分離網(wǎng)絡(luò)出版地址：http://www.c
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報 2016年8期2016-09-16
- 尾緣流量分配對渦輪葉片內(nèi)冷通道換熱影響的實驗研究
072,西安)?尾緣流量分配對渦輪葉片內(nèi)冷通道換熱影響的實驗研究梁衛(wèi)穎,朱惠人,張麗,許都純(西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院,710072,西安)為掌握某型高壓渦輪葉片尾緣出流流量分配比例對葉片內(nèi)部通道換熱特性的影響,根據(jù)相似原理采用幾何放大模型,利用瞬態(tài)液晶測量技術(shù)研究了進(jìn)口雷諾數(shù)為27 000、24 000時,5種尾緣出流比下的通道換熱特性,獲得了通道局部換熱分布規(guī)律及平均換熱變化趨勢。實驗結(jié)果表明:尾緣出流比變化對尾緣通道局部換熱分布規(guī)律影響最為顯著,對
西安交通大學(xué)學(xué)報 2015年5期2015-12-26
- 翼型擺角對氣動性能的影響分析
0 m 以上時，尾緣由于同時受到氣動力和結(jié)構(gòu)力，在時域范圍內(nèi)會出現(xiàn)截然不同的非定常特性［2－3］.近年來，對翼型尾緣擺角的研究主要集中在飛行器方面，然而對于風(fēng)力機方面的研究相對偏向于葉片材料及控制等方面［4－9］.1999年，Andrew 等［10］第一次將主動控制變形葉片技術(shù)應(yīng)用在風(fēng)力機葉片上，其對變形葉片的研究重點在于不同彎扭結(jié)合的葉片設(shè)計方式，而不改變?nèi)~片的整體結(jié)構(gòu)，文獻(xiàn)［11－14］給出了新型適應(yīng)性葉片，主要將葉片展向進(jìn)行了適當(dāng)?shù)膹澟ぴO(shè)計，但是并未
上海理工大學(xué)學(xué)報 2015年4期2015-11-22
- 尾緣修剪對風(fēng)力機翼型氣動性能的影響
的后緣部分，相對尾緣厚度較小的尖尾緣翼型尤其如此.而實際風(fēng)輪葉片在制造過程中由于工藝和材料的限制可能無法達(dá)到翼型所要求的尾緣厚度，同時薄的后緣部分在強度上也會變成葉片的薄弱部分.因而在實際制造過程中，通常會對翼型的后緣部分進(jìn)行修剪，形成鈍尾緣翼型，使得翼型的氣動性能發(fā)生改變.國內(nèi)外學(xué)者針對風(fēng)力機翼型鈍尾緣對其氣動性能的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬和試驗研究.Standish等［1］采用勢流與黏流耦合等4種不同的數(shù)值求解方法對鈍尾緣翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明翼型尾流
動力工程學(xué)報 2015年7期2015-08-03
- 基于橋接線的渦輪葉片尾緣劈縫建模方法研究*
橫向肋、擾流柱、尾緣劈縫以及氣膜孔。圖1 渦輪葉片氣冷結(jié)構(gòu)Fig.1 Air cooling structure of turbine blade尾緣劈縫的作用是排出熱交換后的氣體，同時對葉片尾緣部分進(jìn)行冷卻。尾緣劈縫的結(jié)構(gòu)對葉片冷卻效果有很大影響，如果尾緣劈縫與葉身內(nèi)形連接處出現(xiàn)不光順問題，在實際工作中會增加內(nèi)冷氣體流阻。從幾何建模角度，尾緣劈縫是在葉身尾緣處沿積疊軸方向的分段槽，各分段槽與葉身內(nèi)形曲面光滑連接；以“反陰為陽”的特點體現(xiàn)在葉身內(nèi)形上是一個
航空制造技術(shù) 2015年3期2015-05-30
- 高負(fù)荷跨聲速渦輪激波損失機理及控制技術(shù)研究
面邊界層、尾跡和尾緣激波損失等組成，尾緣激波及其與葉片邊界層和尾跡相互作用帶來的損失比單獨的葉片表面邊界層損失大得多，當(dāng)出口馬赫數(shù)達(dá)到1.2時，激波及其摻混損失可使總損失增大1倍左右。為了減小渦輪部件的質(zhì)量及葉片數(shù)，美國NASA和GE公司合作提出了高負(fù)荷渦輪研究(Highly-LoadedTurbine ResearchProgram,HLTRP)計劃[1-2]，其中很重要一部分的工作就是設(shè)計膨脹比高達(dá)5.5的單級高負(fù)荷高壓渦輪。渦輪級負(fù)荷的大大增大使得渦
航空發(fā)動機 2014年1期2014-11-19
- 鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗研究
10072）鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗研究許坤波，葉英哲，仝帆（西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072）基于鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)在航空發(fā)動機上的應(yīng)用，對其降噪機理進(jìn)行研究。通過3維熱線風(fēng)速儀測量2種尾緣結(jié)構(gòu)的尾跡流場揭示鋸齒降噪的流動本質(zhì)，其結(jié)果顯示出鋸齒尾緣后流場的細(xì)微湍流結(jié)構(gòu)變化規(guī)律，并在尾跡流場可見單個鋸齒的齒峰和齒谷。結(jié)果表明：鋸齒尾緣后尾跡中心線速度的衰減率比直尾緣的高；湍流峰值因為鋸齒尾緣的存在出現(xiàn)在離翼型更遠(yuǎn)處，鋸齒在近尾跡區(qū)產(chǎn)生了額外的馬蹄渦。
航空發(fā)動機 2014年5期2014-07-12
- 渦輪葉片二維冷卻結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計技術(shù)研究
切線弧位置，通過尾緣切割參數(shù)實現(xiàn)半劈縫和全劈縫尾緣結(jié)構(gòu)設(shè)計。結(jié)合葉片外形造型技術(shù)開發(fā)了造型設(shè)計程序，該程序可建立包含任意形式冷卻通道和常用尾緣結(jié)構(gòu)的變壁厚二維冷卻葉片模型。渦輪冷卻葉片；參數(shù)化設(shè)計；隔肋；尾緣劈縫1 引言渦輪前燃?xì)馊肟跍囟入S著燃?xì)廨啓C性能要求的提高而不斷提高，已遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過葉片材料的耐受溫度，給葉片設(shè)計帶來巨大挑戰(zhàn)。目前，冷卻葉片技術(shù)作為主要解決手段，已逐漸應(yīng)用于先進(jìn)燃?xì)廨啓C，冷卻葉片設(shè)計也越來越復(fù)雜，先進(jìn)冷卻技術(shù)已成為燃?xì)廨啓C渦輪研制的關(guān)鍵[
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2013年1期2013-07-05
- 鋸齒型翼型尾緣噪聲控制實驗研究
的翼型設(shè)計中翼型尾緣形狀對翼型的氣動特性有重要的影響。近年來，許多學(xué)者致力于研究翼型尾緣形狀對翼型氣動噪聲的影響。位于高速來流中的翼型，尾緣噪音是其翼型噪聲的最重要組成之一，它由翼型湍流邊界層和尾緣（TE）的相互作用產(chǎn)生。歐盟DATA實驗項目［1］通過修改翼型形狀和應(yīng)用尾緣鋸齒來降低尾緣噪音。雖然在早期的項目中對鋸齒尾緣的降噪進(jìn)行過一些研究［2－3］，但是通過優(yōu)化的翼型形狀來降低噪音的概念還是相對較新的。本文采用尾緣鋸齒的方法，主要研究不同齒數(shù)和不同齒形對
空氣動力學(xué)學(xué)報 2012年1期2012-11-08
- 尾緣改型對風(fēng)力機翼型性能的影響研究
的主要方法。翼型尾緣對其氣動性能有很大影響，20世紀(jì)70年代初，許多研究者對Gurney襟翼進(jìn)行了大量研究，并取得了相當(dāng)?shù)难芯砍晒?－6］。Gurney襟翼是在翼型尾緣安裝一塊垂直于翼型弦長的薄板，最早Gurney襟翼安裝在賽車上用以提高其轉(zhuǎn)彎時的向心力，使其能順利轉(zhuǎn)彎。隨后空氣動力學(xué)者們通過研究發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼用于翼型可改變其吸力面和壓力面的壓力分布，能明顯提高翼型的升力系數(shù)，但Gurney襟翼明顯阻礙了壓力面氣流的流動，產(chǎn)生了較大的阻力，同時Gu
空氣動力學(xué)學(xué)報 2012年5期2012-11-08
- 尾緣冷氣噴射對超聲渦輪葉柵性能的影響
都610500)尾緣冷氣噴射對超聲渦輪葉柵性能的影響王彬，黃康才 (中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)采用試驗與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，研究了某超聲速渦輪導(dǎo)向葉柵尾緣冷氣噴射對葉柵流場結(jié)構(gòu)的影響。數(shù)值模擬時，使用環(huán)形葉柵模型近似模擬平面葉柵內(nèi)的流動。研究結(jié)果表明：數(shù)值模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好；尾緣冷氣噴射可減少主氣流在尾緣停滯區(qū)的能量耗損，削弱葉柵尾緣處的內(nèi)邊緣激波，葉柵氣動效率隨冷氣量的增加先增大后減??；尾緣冷氣噴射對葉柵出口附近氣流角的周向分布
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2012年4期2012-07-01