摘要：采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善。利用不同的形状函数生成不同的曲率连续前缘,叶型的最小损失相同,可用攻角范围的差别却很大。研究表明,这是由于前缘速度尖峰在非设计工况下的发展变化过程不同造成的。过强的前缘尖峰会导致附面层迅速增厚甚至提前转捩。

摘要：通过改变前缘几何形状来分析其在设计攻角、非设计攻角下前缘附近的流动机理.研究结果表明:在宽工况范围内椭圆型前缘表现出了较优越的性能,不但在设计攻角下能很好抑制吸力峰的强度以避免前缘分离泡的产生,而且在较宽的攻角范围内都能保证前缘附近边界层状态基本不变.当正攻角很大时,不同前缘形状前缘附近都会出现分离泡,且会诱导边界层发生转捩,但椭圆型前缘边界层开始发生转捩的攻角会向大攻角方向移动.在20°攻角下,椭圆型前缘叶型的损失相比基准叶型下降了7%左右.进口湍流度的增加不会改变吸力峰的强度但可以减弱前缘分离泡的强度.

摘要：与安装在风洞侧壁的空腔模型相比,位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而,核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题,严重影响了试验结果的准确性。以C201空腔模型为研究对象,通过更换不同形状的模型前缘,综合采用边界层测量、脉动压力测量和表面荧光油流等试验方法,系统评估了亚、超声速下前缘形状对空腔风洞试验的影响。试验结果表明:亚声速条件下,椭圆形前缘有助于消除前缘流动分离,获得与计算结果相一致的入口边界层厚度和腔内声压级分布;超声速条件下,小角度尖劈前缘有利于避免形成脱体激波。研究结果可为空腔模型外形设计提供指导,避免前缘流动分离和脱体激波对空腔流动试验带来的不利影响。

摘要：叶片式混输泵在气液工况下极易产生叶顶泄漏涡和气液分离的情况,这会直接导致泵的性能下降,从而影响泵的输送效率致使生产成本增加。针对上述问题,基于CFD仿真对泵的叶轮引入分流叶片进行改型,并探索分流叶片前缘形状对泵性能的影响。研究结果表明:3种分流叶片前缘形状下的模型扬程均高于原模型,其中以曲率连续方案的扬程最大,为10.85 m,扬程和效率相比原模型分别提高31.83%和2.58%;当分流叶片厚度减小时,分流叶片前半部抑制介质分离的能力得到提升,液相在分流叶片吸力面的附着力增强;受带状泄漏涡被抑制的影响,曲率连续方案下叶轮内介质流动紊乱程度低,该抑制量化为叶轮进口液相减阻5.07%和气相减阻3.80%。研究结果可为后续混输泵的优化设计提供参考。

摘要：以高压涡轮叶片为研究对象,在设计和非设计攻角下分析了不同半径圆弧形前缘和不同长短轴比椭圆型前缘对高压涡轮气动性能的影响。研究表明,在设计状态下前缘形状的影响较小,而在非设计工况下,前缘影响的显著性凸显。椭圆型前缘能在较宽的攻角范围内保持较优越的性能。结合作者前期的研究结果表明,高压涡轮叶片相比与低压涡轮叶片和压气机叶片对前缘形状的变化不敏感,大量的关于前缘的设计、加工、维护应该更加侧重于低压涡轮和压气机叶片。

摘要：为了优化前缘(LE)形状以提高叶型气动性能,提出了一种基于多项式的曲率连续前缘造型方法。通过给定前缘和叶身交点处中弧线和厚度分布的各阶导数,保证形线曲率连续。前缘部分的长度和厚度分布的饱满性可根据设计需求指定。利用该方法对两个来流马赫数分别为0.75和0.60的亚声叶型进行前缘优化,数值计算表明:前缘优化后叶型的前缘吸力峰强度大幅降低,削弱了流动扩散造成的逆压梯度,不仅抑制了前缘分离泡的发展,而且避免附面层发生提前转捩,这两个因素使得前缘优化叶型在非设计工况的损失水平大幅降低,可用迎角范围比圆弧前缘叶型扩大了3.1°和3.8°。对某跨声速级的前缘亦采用该方法进行改进,转子和整级在近失速点的绝热效率提高了0.7和1.1个百分点,并提高了失速裕度。

摘要：气流绕过可控扩散叶型(CDA)叶片前缘时,前缘局部的突然膨胀加速与减速压缩过程对叶表边界层发展有重要影响。前缘曲率对局部绕流影响尤为突出,恰当的曲率连续设计可以大幅改善前缘局部绕流对边界层发展的负面影响。本文在叶栅实验中采用叶表静压与粒子图像测速技术(PIV)测量了不同前缘形状的CDA叶片在前缘附近的流动。实验结果与数值模拟分析表明,曲率连续前缘的叶表静压升系数的压力尖峰相比圆形、椭圆形前缘更小;PIV获取的气流在绕过圆形前缘后边界层各项厚度参数的发展变化和前缘压力尖峰有紧密联系。不同的前缘形状和攻角大小都会影响叶表边界层的起始状态,进而影响叶型性能。

摘要：针对翼面部件对隐身飞机气动和隐身性能影响更为突出的问题,提出了一种翼型前缘参数化修形方法,采用高精度气动和电磁数值计算方法,进行了前缘形状对翼型气动-隐身特性的敏感性分析。研究结果表明:翼型前缘半径增加,其最大升力系数、失速迎角、最大升阻比显著增加,但其前向RCS均值也增加明显,设计时需进行综合权衡;在不影响结构和装载的情况下,下表面偏角尽量小,修形长度取0.15c,对翼型的低、高速气动和隐身特性都有利。

摘要：采用CFD数值模拟方法和厂内试车方法,对某型发动机压气机叶片设计状态(A状态)和产品实际情况(B状态,转接半径、叶型厚度偏离较大)下,叶片前缘形状对发动机性能的影响进行了分析和试车验证,结果表明:B状态叶片,气流沿叶型整个型面附面层厚度呈迅速增大趋势,在较大区域较早出现气流分离,易导致压气机处于非稳定性状态工作;试车结果表明其导致整机推力性能降低。