尾緣
- 串列水翼繞流非定常特征實(shí)驗(yàn)研究
04）開展了水翼尾緣脈動(dòng)壓力測量和流場Tr-PIV（時(shí)間解析圖像粒子測速法）實(shí)驗(yàn)，結(jié)合脈動(dòng)壓力測量、流場速度脈動(dòng)分析、流動(dòng)流態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，分析串列水翼繞流場和尾緣脈動(dòng)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(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃头椒▽?shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ退頌槲膊拷財(cái)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(shí)驗(yàn)來流速度U為1 m/s，雷諾數(shù)Re = 7 × 104，
實(shí)驗(yàn)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(dòng)分析
弦?guī)Ю呱咝瓮ǖ馈?span id="j5i0abt0b" 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(duì)渦輪葉片復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)下的流動(dòng)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值仿真具有重要意義。在實(shí)驗(yàn)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(diǎn)的速度測量［10］
航空學(xué)報(bào) 2023年14期2023-08-31
- 風(fēng)力機(jī)葉片翼型俯仰與動(dòng)尾翼耦合運(yùn)動(dòng)數(shù)值仿真
途的方法[1]。尾緣襟翼廣泛應(yīng)用與飛機(jī)，在起飛時(shí)增大整體升力，降落時(shí)擺動(dòng)襟翼角度增加飛行阻力。圖1 中顯示采用動(dòng)尾翼（在風(fēng)能領(lǐng)域經(jīng)常被稱為動(dòng)尾翼）的風(fēng)力機(jī)葉輪示意圖。通過改變?nèi)~片后緣的主動(dòng)控制機(jī)構(gòu)，使得葉片在主動(dòng)變槳的同時(shí)可以針對(duì)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(dòng)力載荷?？梢灶A(yù)見，未來大型葉片將出現(xiàn)同時(shí)進(jìn)行變槳和變尾緣襟翼的運(yùn)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(shí)現(xiàn)了葉片在湍流中的降
機(jī)械科學(xué)與技術(shù) 2023年6期2023-07-10
- 襟翼形式對(duì)撲翼獲能特性影響的對(duì)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(shí)，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(huì)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(duì)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(duì)撲翼獲能效率的提升效果主要是針對(duì)中高縮減頻率工況，而低縮減頻率工況下
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年5期2023-06-16
- 葉片尾緣偏轉(zhuǎn)對(duì)升力型垂直軸水輪機(jī)性能的影響
機(jī)/風(fēng)力機(jī)上施加尾緣柔性變形這一主動(dòng)控制方式，并分析了變形幅值和變形頻率2個(gè)因素對(duì)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(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)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(jī)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(jī)，在運(yùn)行過程中，根據(jù)相
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2023年1期2023-02-03
- 風(fēng)力機(jī)鈍尾緣葉片明冰條件下輸出特性研究
用價(jià)值高。利用鈍尾緣翼型設(shè)計(jì)葉片是一種提髙氣動(dòng)性能以及強(qiáng)度、剛度的有效措施[1]，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)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(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法研究氣動(dòng)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(dòng)特性以及結(jié)構(gòu)性能。Almohammadi等[4]利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)并結(jié)合數(shù)值模擬方法研究發(fā)現(xiàn)，鈍尾緣翼型對(duì)SB-VAWT風(fēng)力機(jī)
計(jì)算機(jī)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(shí)驗(yàn)研究
,翼型擾流時(shí)翼型尾緣與層流邊界層相互作用會(huì)產(chǎn)生窄帶高強(qiáng)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(duì)翼型純音噪聲的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了理論、數(shù)值和實(shí)驗(yàn)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(jī)理:不
西安交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年9期2022-09-20
- 壓氣機(jī)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(shí)現(xiàn)時(shí)，就需要在設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)葉片尾緣予以加厚處理。馬林靜[2]和李仁年等[3]將尾緣對(duì)稱加厚和單側(cè)加厚的方法應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)翼型，通過數(shù)值模擬對(duì)風(fēng)力機(jī)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(dòng)葉和靜葉的吸力面，通過數(shù)值模擬的方式證實(shí)了葉片尾緣加厚對(duì)載荷分布和尾跡損失的影響。而在壓氣機(jī)中，關(guān)于尾緣厚度對(duì)壓氣機(jī)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(jī)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(duì)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(huì)減小，而降低噪聲的頻率間隔會(huì)隨著鋸齒長度的不同而不同，尾緣鋸齒會(huì)破壞對(duì)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(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2022年6期2022-07-30
- 鋸齒尾緣在風(fēng)電機(jī)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(shí)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(shí)現(xiàn)降低噪聲的目的。M.S.Howe[9]研究了鋸齒高寬比對(duì)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(duì)風(fēng)電機(jī)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(duì)加裝鋸齒尾緣的翼型進(jìn)行了
- 風(fēng)力機(jī)翼型多目標(biāo)優(yōu)化及尾緣加厚研究＊
以及結(jié)構(gòu)，對(duì)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(dòng)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?cái)喾▽?duì)翼型進(jìn)行加厚，并且進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)鈍尾緣翼型具有更佳的氣動(dòng)性能；Standish K J等[8]采用對(duì)稱加厚法對(duì)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(jī)技術(shù) 2022年1期2022-03-16
- 柔性鋸齒形尾緣流動(dòng)分離控制實(shí)驗(yàn)的多尺度相干結(jié)構(gòu)研究
對(duì)比3種不同材料尾緣對(duì)分離區(qū)邊界和內(nèi)部各頻率脈動(dòng)的控制和優(yōu)化效果，通過對(duì)各測點(diǎn)處的脈動(dòng)速度進(jìn)行小波變換，在時(shí)頻域同時(shí)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(shí)驗(yàn)裝置實(shí)驗(yàn)在天津大學(xué)直流式風(fēng)洞中進(jìn)行，如圖1所示。實(shí)驗(yàn)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(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2022年6期2022-02-06
- 仿生尾緣對(duì)導(dǎo)管槳推進(jìn)性能的影響
件中實(shí)現(xiàn)對(duì)該仿生尾緣導(dǎo)管槳的水動(dòng)力性能模擬，結(jié)合控制變量方法研究尾緣突起個(gè)數(shù)、尾緣長度和尾緣傾斜角度對(duì)仿生尾緣導(dǎo)管槳水動(dòng)力性能的影響，并探究其水動(dòng)力性能提升的機(jī)理。1 數(shù)值方法與計(jì)算模型1.1 數(shù)值計(jì)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(dòng)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(jì)算的優(yōu)點(diǎn)和k-ε模
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年11期2021-12-26
- 600 kW帶尾緣襟翼風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)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(dòng)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(dòng)襟翼(MICROTAB)對(duì)翼型氣動(dòng)性能性能的影響。以上各種改善翼型的氣動(dòng)性能襟翼裝置各自缺點(diǎn)，Gurney 襟翼與翼型主體的連接強(qiáng)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(duì)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(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性強(qiáng)、增升效果好[14-15]。目前對(duì)于尾緣襟翼在單一葉片以及垂直軸風(fēng)力機(jī)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(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年5期2021-11-13
- 鋸齒尾緣葉片氣動(dòng)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(jī)擴(kuò)穩(wěn)的可能途徑。對(duì)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(duì)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(shí)際應(yīng)用在發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙以降低氣動(dòng)噪聲。此外，國內(nèi)學(xué)者也對(duì)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(huì)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(bào) 2021年4期2021-09-16
- 風(fēng)力機(jī)尾緣襟翼氣動(dòng)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(jī)“智能葉片”技術(shù)被認(rèn)為是最具發(fā)展?jié)摿Φ挠行аa(bǔ)充方案[3]。風(fēng)力機(jī)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(dòng)外型從而調(diào)節(jié)氣動(dòng)性能。尾緣襟翼控制具有轉(zhuǎn)動(dòng)慣性小，響應(yīng)速度快，對(duì)高頻荷載敏感，局部荷載可調(diào)節(jié)等特點(diǎn)，可有效補(bǔ)償獨(dú)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(duì)風(fēng)力機(jī)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(dòng)性能，降低
振動(dòng)與沖擊 2021年15期2021-08-11
- 風(fēng)力機(jī)翼型尾緣厚度對(duì)氣動(dòng)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(duì)風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能以及氣動(dòng)噪聲起著不可忽視的影響.風(fēng)力機(jī)噪聲主要由兩部分構(gòu)成：機(jī)械噪聲和氣動(dòng)噪聲[2]，前者是由于機(jī)械設(shè)備工作時(shí)，部件和殼體產(chǎn)生振動(dòng)所發(fā)出的[3]，后者是風(fēng)力機(jī)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(duì)其不太敏感，所以在A加權(quán)噪聲頻譜圖上，此類噪聲對(duì)A加權(quán)聲功率級(jí)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(duì)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(dòng)機(jī)服役期間內(nèi)不被高溫燃?xì)鉄g破壞，必須對(duì)其進(jìn)行高效冷卻。Cunha等[3-4]最先對(duì)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(jì)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(jì)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(bào) 2021年6期2021-07-07
- 鈍尾緣翼型對(duì)5MW 風(fēng)力機(jī)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(shí)會(huì)使機(jī)組輸出功率嚴(yán)重降低，而應(yīng)用在葉片根部位置時(shí)則對(duì)機(jī)組輸出功率不會(huì)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(huì)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(shí)確保其氣動(dòng)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(duì)S814 與S827 進(jìn)行改型分析
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造 2021年2期2021-03-05
- 風(fēng)力機(jī)葉片翼型鈍尾緣改型新方法及氣動(dòng)性能分析研究
楔形塊或者對(duì)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(jī)功率的逐漸增大和葉片長度的增加， 對(duì)葉片的要求也越來越高。 考慮到大型風(fēng)力機(jī)葉片的強(qiáng)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(duì)鈍尾緣以及尾緣改型的翼型進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和數(shù)值上的研究。 由于氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)上的優(yōu)點(diǎn)[1]，一般情況下，鈍尾緣風(fēng)力機(jī)翼型滿足0.2＜r/R＜0.42[2]，并常被用于大型葉片設(shè)計(jì)之中。 翼型尾緣加厚主要有對(duì)稱加厚法、非對(duì)稱加
可再生能源 2020年12期2020-12-16
- 下緣板孔對(duì)渦輪葉片尾緣內(nèi)冷通道流動(dòng)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(jī)理；張玲等[7]研究不同孔排布置對(duì)葉頂氣動(dòng)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(duì)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(duì)葉尖泄漏量及氣動(dòng)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(jī)第一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片切角對(duì)氣動(dòng)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(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明：轉(zhuǎn)子葉片切角后氣動(dòng)性能下降，前緣切角氣動(dòng)性能降低的最多，尾緣切角氣動(dòng)性能降低的最少;轉(zhuǎn)子葉片氣動(dòng)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(dòng)性能;前緣;尾緣航空發(fā)動(dòng)機(jī)在裝配、使用過程中，由于裝運(yùn)損壞、腐蝕、吞冰、異物擊傷等原因，其壓氣機(jī)葉片難免會(huì)造成損傷[1，2，3]。對(duì)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(duì)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(duì)離心泵性能與動(dòng)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(huì)對(duì)離心泵性能與非定常脈動(dòng)產(chǎn)生直接影響。文獻(xiàn)[14]對(duì)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(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，對(duì)壓力面切削可以降低額定流量下的壓力與渦量脈動(dòng)幅值，從而提高離心泵效率。文獻(xiàn)[15]研究了核泵擴(kuò)散導(dǎo)葉尾緣倒圓與壓力面切削對(duì)其內(nèi)部不穩(wěn)定流動(dòng)的影響。文獻(xiàn)[16]研究了葉片壓力面尾緣切削對(duì)離心泵非定常壓力脈動(dòng)與不穩(wěn)定流動(dòng)的影響。離心泵中長短葉片設(shè)計(jì)可以改
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2020年4期2020-04-27
- 彈性尾緣對(duì)超空泡航行體空泡形態(tài)與壓力脈動(dòng)特性影響的水洞試驗(yàn)研究
少航行體尾部彈性尾緣對(duì)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(yùn)動(dòng)控制效果，本文設(shè)計(jì)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(duì)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(yùn)動(dòng)控制研究提供了技術(shù)參照和數(shù)據(jù)支撐。1 通氣試驗(yàn)裝置與模型1.1 通氣試驗(yàn)裝置試驗(yàn)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(yàn)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(bào) 2020年3期2020-04-16
- 風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)噪聲的影響參數(shù)?
H聲比擬方法對(duì)帶尾緣鋸齒的翼型段進(jìn)行氣動(dòng)及氣動(dòng)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(qiáng)。任旺等[7]采用LES方法計(jì)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(duì)于弦長分別為0%、1.2%、2%)對(duì)噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)2%和0%尾緣厚度均降低了聲壓級(jí)，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(jī)理；改善直接尾緣掠的流動(dòng)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(duì)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(duì)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(shí)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(dòng)機(jī) 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(jì)
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(jī)翼型型線的優(yōu)化設(shè)計(jì)。鈍尾緣改型設(shè)計(jì)可以有效改善表面粗糙翼型的氣動(dòng)性能。BAKER等[13]實(shí)驗(yàn)研究了對(duì)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(dòng)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(duì)升力特性的影響。鑒于優(yōu)化設(shè)計(jì)和鈍尾緣改型均能提
中國機(jī)械工程 2019年6期2019-04-09
- 非對(duì)稱鈍尾緣翼型氣動(dòng)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(duì)風(fēng)電的應(yīng)用和普及意義重大。國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)尾緣噪聲進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬。Singer等[13]利用混合法對(duì)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(jī)翼型尾緣對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)適當(dāng)增加翼型尾緣厚度會(huì)提高氣動(dòng)性能，但未對(duì)氣動(dòng)噪聲進(jìn)行深入研究。Ewert等
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2018年11期2018-12-17
- 尾緣開縫透平葉片內(nèi)流動(dòng)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(jì)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(jī)組的氣動(dòng)效率,葉片尾緣通常設(shè)計(jì)得較薄,因此需采用有效的冷卻措施來確保尾緣的強(qiáng)度和運(yùn)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(qiáng)尾緣結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度以及傳熱性能,開縫內(nèi)部通道內(nèi)會(huì)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(bào) 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(duì)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(jī)電工程 2018年7期2018-08-03
- 發(fā)動(dòng)機(jī)外罩波紋形尾緣降噪機(jī)理初探
航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)。根據(jù)一些理論和實(shí)驗(yàn)研究，尾緣處的波紋形設(shè)計(jì)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(jī)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(dòng)機(jī)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(qiáng)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(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年3期2018-06-29
- 仿生學(xué)氣動(dòng)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(shí)了鋸齒尾緣的降噪效果。Dassen[7]、Braun[8]、Oerlemans[9]等在風(fēng)力機(jī)上初步證實(shí)了尾緣鋸齒的降噪效果。2010年后，針對(duì)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(duì)NACA65、NACA0012翼型及平板開展了大量的尾緣鋸齒降噪實(shí)驗(yàn)研究。
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 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(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響，對(duì)葉片尾緣冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有重要的理論指導(dǎo)意義.跨音速透平葉柵流動(dòng)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(huì)顯著影響葉柵的氣動(dòng)性能和效率.葉片尾緣激波不僅是葉型損失的一個(gè)主要來源，而且會(huì)引起葉片表面壓力脈動(dòng)，誘發(fā)葉片發(fā)生振動(dòng)[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(huì)使葉柵氣動(dòng)
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2018年2期2018-03-06
- 尾緣彎折角對(duì)寬攻角范圍渦輪葉片氣動(dòng)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(duì)寬攻角范圍內(nèi)渦輪氣動(dòng)性能參數(shù)的影響，通過模擬計(jì)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(dòng)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(dòng)性能影響的規(guī)律，為之后的攻角適應(yīng)性葉型設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。1 研究對(duì)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(jī)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(jī)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(diǎn)實(shí)驗(yàn)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(diǎn)實(shí)驗(yàn)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(jī)為參考對(duì)象，對(duì)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(jī)氣動(dòng)彈性伺服仿真平臺(tái)；以11.4 m/s穩(wěn)定風(fēng)為例，綜合考慮尾緣
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2017年12期2017-12-19
- 多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗(yàn)
多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗(yàn)劉漢儒*， 陳南樹西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710072本文設(shè)計(jì)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(jì)的多孔滲透結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了額外的方腔噪聲特征，相對(duì)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(duì)稱流動(dòng)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(duì)稱流動(dòng)條件干涉下
航空學(xué)報(bào) 2017年6期2017-11-22
- 兩種尾緣凹陷方式對(duì)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(duì)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(dòng)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(jī)內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜。論文采用數(shù)值分析與實(shí)驗(yàn)結(jié)合的方法，以某室外機(jī)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(jì)了兩組不同的尾緣凹陷方案進(jìn)行數(shù)值模擬和試驗(yàn)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(jī)技術(shù) 2017年4期2017-09-16
- 尾緣形狀對(duì)低壓渦輪葉柵氣動(dòng)性能的影響
150001)尾緣形狀對(duì)低壓渦輪葉柵氣動(dòng)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(dòng)性能，采用數(shù)值模擬方法研究尾緣形狀對(duì)高負(fù)荷前加載低壓渦輪葉柵L2F氣動(dòng)性能的影響. 對(duì)比尾緣偏斜、增加尾緣厚度和Gurney襟翼對(duì)葉柵能量損失和流動(dòng)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(shí)減小能量損失，在高雷諾數(shù)時(shí)增加損失，
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年7期2017-07-10
- 流量分配對(duì)尾緣通道流動(dòng)換熱特性的影響
00)流量分配對(duì)尾緣通道流動(dòng)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(dòng)與換熱特性。結(jié)果表明，整個(gè)尾緣通道的全局平均換熱強(qiáng)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(gè)通道的對(duì)流換熱都較弱，其中中間隔板附近對(duì)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(qiáng)，中間隔板附近對(duì)流換熱有
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)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(dòng)性能研究
糙度敏感位置的鈍尾緣翼型氣動(dòng)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(jī)電裝備技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300387；2. 建筑安全與環(huán)境國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)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(duì)考慮粗糙度敏感位置的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣改型前后的氣動(dòng)性能進(jìn)行研究，揭示鈍尾緣改型對(duì)表面粗糙翼型增升效果的影響規(guī)律?；?SST湍流模型，計(jì)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(bào) 2017年8期2017-05-25
- 尾緣厚度對(duì)渦輪葉柵性能影響的數(shù)值研究
安710077)尾緣厚度對(duì)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(dòng)力工程學(xué)院航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100191；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)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(duì)渦輪葉柵性能影響的敏感性。結(jié)果表明：尾緣厚度對(duì)亞聲速葉型的
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2016年5期2016-12-01
- 尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)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(duì)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(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710129實(shí)驗(yàn)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(duì)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(huì)增強(qiáng)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(huì)減弱甚至完全抑制
航空學(xué)報(bào) 2016年11期2016-11-20
- 基于尾緣分離模型的風(fēng)力機(jī)獨(dú)立變槳性能優(yōu)化
0093)?基于尾緣分離模型的風(fēng)力機(jī)獨(dú)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(dòng)力工程學(xué)院, 上海 200093；2. 上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200093)為準(zhǔn)確研究風(fēng)力機(jī)高風(fēng)速非定常氣動(dòng)特性，以NREL Phase VI實(shí)驗(yàn)葉片為算例，考慮三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和尾緣流動(dòng)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(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2016年9期2016-10-12
- 水平軸風(fēng)力機(jī)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(jì)算低風(fēng)速及高風(fēng)速不同的偏航角工況，對(duì)比分析不同渦格數(shù)對(duì)模擬結(jié)果的影響。研究結(jié)果表明：渦格數(shù)對(duì)低風(fēng)速工況影響甚小，對(duì)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(duì)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(jī)；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(bào) 2016年8期2016-09-16
- 尾緣流量分配對(duì)渦輪葉片內(nèi)冷通道換熱影響的實(shí)驗(yàn)研究
072,西安)?尾緣流量分配對(duì)渦輪葉片內(nèi)冷通道換熱影響的實(shí)驗(yàn)研究梁衛(wèi)穎,朱惠人,張麗,許都純(西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)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(duì)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(shí),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(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:尾緣出流比變化對(duì)尾緣通道局部換熱分布規(guī)律影響最為顯著,對(duì)
西安交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年5期2015-12-26
- 翼型擺角對(duì)氣動(dòng)性能的影響分析
0 m 以上時(shí)，尾緣由于同時(shí)受到氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)力，在時(shí)域范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)截然不同的非定常特性［2－3］.近年來，對(duì)翼型尾緣擺角的研究主要集中在飛行器方面，然而對(duì)于風(fēng)力機(jī)方面的研究相對(duì)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(dòng)控制變形葉片技術(shù)應(yīng)用在風(fēng)力機(jī)葉片上，其對(duì)變形葉片的研究重點(diǎn)在于不同彎扭結(jié)合的葉片設(shè)計(jì)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(jì)，但是并未
上海理工大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年4期2015-11-22
- 尾緣修剪對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響
的后緣部分，相對(duì)尾緣厚度較小的尖尾緣翼型尤其如此.而實(shí)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(shí)薄的后緣部分在強(qiáng)度上也會(huì)變成葉片的薄弱部分.因而在實(shí)際制造過程中，通常會(huì)對(duì)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(dòng)性能發(fā)生改變.國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣對(duì)其氣動(dòng)性能的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬和試驗(yàn)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(duì)鈍尾緣翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明翼型尾流
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 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(shí)對(duì)葉片尾緣部分進(jìn)行冷卻。尾緣劈縫的結(jié)構(gòu)對(duì)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(shí)際工作中會(huì)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(diǎn)體現(xiàn)在葉身內(nèi)形上是一個(gè)
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(jī)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(dú)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(shí)，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(jì)劃[1-2]，其中很重要一部分的工作就是設(shè)計(jì)膨脹比高達(dá)5.5的單級(jí)高負(fù)荷高壓渦輪。渦輪級(jí)負(fù)荷的大大增大使得渦
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2014年1期2014-11-19
- 鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗(yàn)研究
10072）鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗(yàn)研究許坤波，葉英哲，仝帆（西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)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(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，對(duì)其降噪機(jī)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(dòng)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(gè)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?yàn)殇忼X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(dòng)機(jī) 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(jì)技術(shù)研究
切線弧位置，通過尾緣切割參數(shù)實(shí)現(xiàn)半劈縫和全劈縫尾緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。結(jié)合葉片外形造型技術(shù)開發(fā)了造型設(shè)計(jì)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(jì)；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(jī)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(jì)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(jī)，冷卻葉片設(shè)計(jì)也越來越復(fù)雜，先進(jìn)冷卻技術(shù)已成為燃?xì)廨啓C(jī)渦輪研制的關(guān)鍵[
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2013年1期2013-07-05
- 鋸齒型翼型尾緣噪聲控制實(shí)驗(yàn)研究
的翼型設(shè)計(jì)中翼型尾緣形狀對(duì)翼型的氣動(dòng)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(duì)翼型氣動(dòng)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(shí)驗(yàn)項(xiàng)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(xiàng)目中對(duì)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(duì)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(duì)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年1期2012-11-08
- 尾緣改型對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型性能的影響研究
的主要方法。翼型尾緣對(duì)其氣動(dòng)性能有很大影響，20世紀(jì)70年代初，許多研究者對(duì)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(shí)的向心力，使其能順利轉(zhuǎn)彎。隨后空氣動(dòng)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(dòng)，產(chǎn)生了較大的阻力，同時(shí)Gu
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年5期2012-11-08
- 尾緣冷氣噴射對(duì)超聲渦輪葉柵性能的影響
都610500)尾緣冷氣噴射對(duì)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(yàn)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(duì)葉柵流場結(jié)構(gòu)的影響。數(shù)值模擬時(shí)，使用環(huán)形葉柵模型近似模擬平面葉柵內(nèi)的流動(dòng)。研究結(jié)果表明：數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)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(dòng)效率隨冷氣量的增加先增大后減??；尾緣冷氣噴射對(duì)葉柵出口附近氣流角的周向分布
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2012年4期2012-07-01