检索结果-南通市图书馆

不同雷诺数下展向凹槽对高负荷扩压叶栅损失特性影响的数值研究

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推进技术 2023年第1期44卷 86-95页

作者：孙鹏余军杨傅文广中国民航大学安全科学与工程学院天津300300

为研究吸力面展向凹槽在不同雷诺数下对叶栅损失特性的影响,以高负荷扩压叶栅为研究对象,基于数值模拟方法深入分析了不同凹槽方案对叶栅损失的控制效果。研究结果表明:在雷诺数为5.5×10^(5)条件下,展向凹槽使吸力面湍动能增加,转捩提... 详细信息

为研究吸力面展向凹槽在不同雷诺数下对叶栅损失特性的影响,以高负荷扩压叶栅为研究对象,基于数值模拟方法深入分析了不同凹槽方案对叶栅损失的控制效果。研究结果表明:在雷诺数为5.5×10^(5)条件下,展向凹槽使吸力面湍动能增加,转捩提前,同时凹槽的扰动会造成较大的湍流边界层损失,使得总体损失增大,但合理的凹槽设计仍可有效改善-9°冲角条件下的流动损失;在雷诺数为1.35×10^(5)和4×10^(4)条件下,展向凹槽改善了叶型前缘载荷分布,抑制了层流分离泡的发展,在设计冲角条件可使总压损失最大减小8.45%。随着雷诺数降低,展向凹槽组位置越靠近叶型前缘,在-9°~+6°冲角内,其减损效果越好。但在设计冲角条件下,3-4-5-6凹槽组的作用效果在3种雷诺数下均是最优的。

关键词：展向凹槽扩压叶栅损失特性数值研究轴流式压气机

顶部缝隙影响跨声速压气机转子稳定性的机理研究

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推进技术 2022年第11期43卷 100-109页

作者：李晓东孙鹏傅文广中国民航大学安全科学与工程学院天津300300

跨声速转子叶尖泄漏涡与通道激波的相互作用对压气机在小流量工况下的稳定性具有重要影响,泄漏涡破碎是导致压气机失速的直接原因。为了削弱通道激波与叶顶泄漏流的相互作用,设计了一种进气口与出气口均在通道激波之前的顶部缝隙结构,... 详细信息

跨声速转子叶尖泄漏涡与通道激波的相互作用对压气机在小流量工况下的稳定性具有重要影响,泄漏涡破碎是导致压气机失速的直接原因。为了削弱通道激波与叶顶泄漏流的相互作用,设计了一种进气口与出气口均在通道激波之前的顶部缝隙结构,数值研究了其进、出气口所在轴向位置对压气机气动性能的影响规律。结果表明,压气机的稳定工作流量范围最大拓宽了74.9%,在综合表现最佳的缝隙进、出口位置下拓宽了69.1%;在原型压气机流量范围内缝隙转子与原型转子气动特性基本一致,最高效率相对下降小于0.4%,总压比相对下降小于0.5%。对顶部缝隙改善压气机工作稳定性的深入分析发现,顶部开缝后压气机叶顶间隙的泄漏强度得到重新分布,中部弦长范围内的泄漏得到有效控制,压气机顶部通道内的激波强度得到削弱,进而引起泄漏涡穿过激波后形成的低动量区尺度减小。而究其本质原因,是转子开缝后尖部区域叶型负荷得到了重新组织。

关键词：压气机转子泄漏流激波失速气动性能

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基于蜻蜓翅翼仿生结构的流动减阻研究

航空动力学报 2024年

作者：孙鹏孙洁傅文广中国民航大学安全科学与工程学院

蜻蜓翅翼对气流具有良好的调控作用，性能提升得益于翅翼所特有的典型结构。为了实现有效减阻，本文基于蜻蜓翅翼管状翅脉结构设计出一种圆弧形凹槽仿生结构，通过对比研究不可压缩平板原型及改型方案流场中的减阻相关参数及湍流特性，... 详细信息

蜻蜓翅翼对气流具有良好的调控作用，性能提升得益于翅翼所特有的典型结构。为了实现有效减阻，本文基于蜻蜓翅翼管状翅脉结构设计出一种圆弧形凹槽仿生结构，通过对比研究不可压缩平板原型及改型方案流场中的减阻相关参数及湍流特性，明确仿生结构设计参数对流场阻力特性及边界层转捩起始位置的影响规律。研究结果表明，仿生结构布置位置、几何尺寸参数及凹槽列数对流场的影响作用规律性明显；同时也发现凹槽列间隔在小于等于槽宽尺寸范围内作用效果相近，于转捩位置前20%流向长度区域处进行0.75mm深尺寸方案的圆弧形凹槽结构的布置引入了外部扰动，使原有的层流边界层速度剖面更饱满，抗干扰能力进一步增强，从而推迟转捩发生，以此增加层流覆盖区域实现有效减阻；理想方案相较于原型可增加10.75%流向长度范围被层流覆盖，降低约6.38%的摩擦阻力。

关键词：转捩凹槽层流减阻蜻蜓翅翼仿生非光滑表面

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扇形叶栅实验中可调导叶的应用研究

热能动力工程 2014年第2期29卷 127-132,213-214页

作者：傅文广孙鹏李丽丽潘若痴大连海事大学轮机工程学院辽宁大连116026 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所辽宁沈阳110015

为了对压气机静叶开展扇形叶栅实验研究,设计了可调导叶来模拟静叶气流的速度和方向,并采用数值模拟和实验方法对该可调导叶的气动性能开展研究,分析了不同转角时导叶出口气流参数的分布规律。研究表明:数值模拟结果和实验结果可吻合较... 详细信息

为了对压气机静叶开展扇形叶栅实验研究,设计了可调导叶来模拟静叶气流的速度和方向,并采用数值模拟和实验方法对该可调导叶的气动性能开展研究,分析了不同转角时导叶出口气流参数的分布规律。研究表明:数值模拟结果和实验结果可吻合较好;可以通过合理的导叶设计,以扇形叶栅实验代替压气机级实验来研究静子的性能和流场结构;实验中导叶间隙的影响使附面层增厚,使转角0°、+2°和+4°时,出口最高马赫数位置向中径处抬升至25%叶高处;而数值模拟对附面层变化考虑不足,出口最高马赫数位于15%叶高处。

关键词：扇形叶栅可调导叶实验数值模拟压气机

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端壁凹槽控制扩压叶栅角区分离的数值研究

工程热物理学报 2022年第2期43卷 316-323页

作者：李晓东孙鹏傅文广中国民航大学适航学院天津300300

为揭示端壁凹槽控制高速扩压叶栅角区分离、降低叶栅气动损失的物理机制,采用数值方法研究了高速扩压叶栅NACA65-K48附加具有不同轴向位置和横向长度的端壁凹槽时叶栅的流场结构和气动特性。结果表明:叶栅出口总压损失系数最大降低8.08%... 详细信息

为揭示端壁凹槽控制高速扩压叶栅角区分离、降低叶栅气动损失的物理机制,采用数值方法研究了高速扩压叶栅NACA65-K48附加具有不同轴向位置和横向长度的端壁凹槽时叶栅的流场结构和气动特性。结果表明:叶栅出口总压损失系数最大降低8.08%,静压升约提高0.67%。近端壁气流在凹槽内部诱导出复杂旋涡结构,该旋涡结构反过来为凹槽附近的气流注入了径向动量,促进了低能流体在凹槽附近的径向迁移,减轻了低能流体在角区的堆积。当凹槽位于分离点处且横向宽度较小时,能够在一定程度上降低总压损失;凹槽距前缘0.78弦长、宽度为4mm时可获得最佳控制效果,叶片吸力面螺旋分离点弱化为一小段分离线;随着凹槽位置进一步向尾缘方向移动,凹槽对角区流动的控制能力减弱。

关键词：端壁凹槽角区分离高速扩压叶栅流动控制

畸变条件下航空发动机喘振/失速适航符合性方法

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航空动力学报 2022年第12期37卷 2875-2886页

作者：郭重佳傅文广孙鹏白杰中国民航大学航空工程学院天津300300 中国民航大学安全科学与工程学院天津300300

为研究畸变条件下航空发动机对喘振/失速特性适航条款的符合性验证方法,将用于发动机稳定性评定的畸变试验方法应用于适航领域。以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法研究了其在0°~30°迎角条件下的部件特性,并依据所... 详细信息

为研究畸变条件下航空发动机对喘振/失速特性适航条款的符合性验证方法,将用于发动机稳定性评定的畸变试验方法应用于适航领域。以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法研究了其在0°~30°迎角条件下的部件特性,并依据所得畸变图谱设计了不同结构的畸变发生器。结果表明:所设计的畸变发生器可以在一定程度上较好地模拟出不同迎角工况的畸变图谱、风扇的气动特性及流场特征,喘振裕度最大偏差4.32%。总结出发动机喘振裕度与不同迎角和畸变发生器之间的变化关系,用以确定适航条款要求的稳定工作范围。依据中国民用航空规章,发展了一种进气畸变条件下航空发动机喘振/失速特性符合性验证方法,并明确了其在型号合格审定过程的任务阶段。

关键词：民用涡扇发动机进气畸变喘振/失速特性适航符合性方法

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端区流动对跨声速压气机失速影响的数值研究

推进技术 2016年第7期37卷 1248-1255页

作者：傅文广孙鹏徐佳汇钟兢军大连海事大学轮机工程学院辽宁大连116026

为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起... 详细信息

为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起始于静叶上角区。上角区完成由开式分离到闭式分离的转变过程,可以认为是静叶发生失速的标志。在近失速工况下,动叶叶尖泄漏涡发生"泡式破裂"堵塞流道,泄漏涡破裂引起的堵塞作用一直从叶顶延伸至70%叶高左右。

关键词：压气机失速端区泄漏涡角区分离数值模拟

畸变条件下非轴对称静叶对风扇流场影响的数值研究

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工程热物理学报 2015年第6期36卷 1207-1212页

作者：傅文广孙鹏徐佳汇钟兢军大连海事大学轮机工程学院大连116026

为了研究非轴对称静叶应用于风扇/压气机中提高畸变条件下工作性能的可行性,本文对轴对称风扇和非轴对称风扇开展了非定常数值研究,获得了两型风扇在均匀进口和畸变进口条件下的特性曲线,并对两型风扇在畸变条件下的流场进行了对比和分... 详细信息

为了研究非轴对称静叶应用于风扇/压气机中提高畸变条件下工作性能的可行性,本文对轴对称风扇和非轴对称风扇开展了非定常数值研究,获得了两型风扇在均匀进口和畸变进口条件下的特性曲线,并对两型风扇在畸变条件下的流场进行了对比和分析,结果表明:畸变条件下,非轴对称风扇在设计点处的效率和流量相对轴对称风扇有很大提升,而压比下降很小;非轴对称静叶可以抑制畸变区静叶角区分离,同时可以降低动叶非畸变区激波强度;在畸变流体影响的流道内,采用非轴对称静叶可使低能流体沿径向迁移并被主流吹出流道,从而使分离区减小。

关键词：非轴对称畸变风扇数值模拟非定常

基于适航符合性的短舱风扇一体化迎角与侧风特性

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航空动力学报 2024年第3期39卷 77-89页

作者：傅文广郭重佳孙鹏陶立权中国民航大学安全科学与工程学院天津300300 大连海事大学轮机工程学院辽宁大连116026

以某小型涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法对0°、15°、25°迎角和±10、±20、±30 m/s的90°横向侧风条件下短舱风扇一体化的特性及流场进行研究。结果表明:随着迎角的增大,相同风速条件下逆向侧风对短舱进气道和风扇性能的负... 详细信息

以某小型涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法对0°、15°、25°迎角和±10、±20、±30 m/s的90°横向侧风条件下短舱风扇一体化的特性及流场进行研究。结果表明:随着迎角的增大,相同风速条件下逆向侧风对短舱进气道和风扇性能的负面影响更大,依据机动性、风速和喘振/失速特性的适航条款要求,得到迎角为25°时,短舱风扇一体化性能可承受的正、逆向侧风范围分别约为0~23 m/s和0~18 m/s,相应得到侧风速度为±30 m/s时,所允许的机动迎角范围分别约为0°~3°和0°~2°。

关键词：进气畸变喘振/失速短舱进气道风扇适航符合性