摘要：为满足先进航空发动机对进口导叶的需求,对可变弯度导叶缝道形式进行优化设计,利用数值模拟方法对不同工况条件下不同缝道形式可变弯度导叶的性能进行了详细的考察。计算结果表明新型可变弯度导叶总压损失更小,可承受更大的来流马赫数和后叶转角,同时攻角特性也不同。良好的缝道形式使得出口射流的大小和方向更加合理,进而抑制后叶吸力面附面层的发展,较小的前缘曲率则可以有效降低后叶前缘的压力系数。新型可变弯度导叶的性能更优,可用工作范围更大。

摘要：在保证波瓣强迫混合排气系统内外涵流道面积不变的情况下,建立了某型涡扇发动机不同波瓣高宽比波瓣强迫混合排气系统的几何模型,基于Navier-Stokes方程进行了数值模拟研究,得到了波瓣强迫混合排气系统中,在涵道比和内外涵面积不变的条件下,波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数和推力系数的影响规律.结果表明:当涵道比不变时,在波瓣高宽比为2～4.5的变化范围内,在排气系统出口处,混合效率随波瓣高宽比的增加呈现出增大-减小-增大的趋势,其中波瓣高宽比为3和3.21分别为曲线的两个拐点.而随着波瓣高宽比的增加,总压恢复系数、推力系数均不断减小.

摘要：提高回转通道气体压力,将实验雷诺数和旋转数范围分别扩展到10000～70000和0～2.08,在此基础上实验研究了高旋转数下通道转角为0°,22.5°,45°的带45°倾角斜肋的方形截面回转通道的换热特性.结果表明：在第1通道,通道转角对后缘面换热的影响整体上强于前缘面,尤其是通道入口段位置;在第2通道,通道转角对换热的影响比较小.对于区域平均换热分布,通道转角为45°的通道平均换热最强,通道转角为22.5°的通道次之,通道转角为0°的通道平均换热在3个通道转角中最弱.

摘要：为匹配真实发动机转子叶片的工作条件,将实验回转通道气体压力提高到500kPa以上,使雷诺数和旋转数范围分别扩展到10 000～70 000和0～2.08.在此基础上通过实验方法研究了高旋转数下带45°倾角斜肋的方形截面回转通道的换热特性.结果表明：回转通道的第1通道前缘面传热系数随旋转数的增大先减小,在达到临界旋转数后换热随旋转数增大而增强;低旋转数下,回转通道的第2通道前后缘面换热差异较小,随着旋转数的增大,前缘面换热始终强于后缘面,这种换热特性与光滑通道完全不同.

摘要：通过内冷通道换热理论分析及实验系统优化,获得了使内冷通道内气体压力保持在500kPa以上的高旋转数实验技术.旋转数和雷诺数的范围分别为0-2.08,10^4-7×10^4,极大满足了旋转数与雷诺数同时覆盖真实发动机涡轮叶片工作参数的实验需求.证实了雷诺数和旋转数对内冷通道换热的影响可以解耦.而应用该实验技术进行同等旋转数实验时,内冷通道热损失占总加热量的比例和实验误差分别降低到18%和±10%.

摘要：依据某型涡扇发动机波瓣S型混合二元喷管,保持波瓣混合器长度、内扩张角、外扩张角以及宽高比不变,依次取波瓣混合器波瓣数为12,14,16,18,20,建立了一组具有不同波瓣数的波瓣S型混合二元喷管模型.采用经过验证的CFD方法,研究了波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能的影响规律.结果表明:在波瓣尾缘截面至第1个S弯截面区域,波瓣数对流体混合程度产生很大影响,并且热混合效率近乎随波瓣数增加而增加.在第1个S弯截面至波瓣S型混合二元喷管出口截面区域,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的总压恢复系数始终最低,其余模型的总压恢复系数以及热混合效率没有明显差别.在波瓣S型混合二元喷管出口截面上,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的热混合效率最高,达到0.850,然而其总压恢复系数相对于该截面上最高值下降了0.289%.此外,波瓣S型混合二元喷管的渐缩型流道能够提高流向涡强迫混合效果,但同时也加速流向涡的耗散速率.

摘要：发展了1种楔顶圆柱双孔高频压力探针测量三维动态流场的方法,并应用于某跨声速多级轴流压气机转子出口流场测量.该探针测量方法基于4孔针测量原理,通过旋转探针在3个角度测量的方法实现,并采用最小二乘拟合方法对探针气动校准数据进行处理,对拟合误差进行优化,得到最佳拟合阶次,进而获得精度较高的求解流场参数的近似函数.相比国内外同类探针,该楔顶圆柱双孔高频压力探针尺寸小、频响快、测量范围宽、测量精度高.借助高速锁相数据采集技术,利用该探针测量了某跨声速多级压气机转子出口三维动态流场,测量结果反映了该转子流动特征,提供了转子出口气流偏转角、俯仰角、总压、马赫数分布,并为优化压气机级间匹配指明了方向,为压气机流场诊断提供了一套行之有效的测量手段,验证了该高频压力探针测量技术的工程应用价值.

摘要：针对航空发动机排气温度高精度测试的需求,采用流热耦合的数值模拟方法研究了某型屏蔽式热电偶在马赫数为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6五种工况下的速度误差、导热误差、辐射误差的大小和变化趋势,以及偶丝长径比、屏蔽罩进出口面积比对屏蔽式热电偶稳态误差的影响规律。结果表明:在马赫数小于0.3工况下,辐射误差占总误差的比例最高;而在马赫数为0.6工况下,导热误差成为影响测温精度的最主要因素;合理地增加偶丝长径比能显著地降低导热误差,减小进出口面积比值会使速度误差增大辐射误差减少;因此,存在最佳的进出口面积比使得总稳态误差最小。最后选取了偶丝长径比为12,屏蔽罩进出口面积比为6对原屏蔽式热电偶进行了改型设计,使该屏蔽式热电偶的总稳态误差降低50%以上。

摘要：多重外涵道和面积可调阀门使得双外涵变循环发动机(DBE)的压缩部件(风扇、核心机驱动风扇级和高压压气机)之间的气动关联变得复杂。合理地匹配各压缩部件是DBE压缩系统设计的一个首要任务。为了探索DBE压缩系统的设计准则,利用通用的一体化通流计算程序对一个定制设计的DBE压缩系统的部件匹配规律进行了研究,分析了基准匹配状态和两个节流过程(第一外涵道节流和第二外涵道节流)中各部件的匹配状态。对于本文所研究的双外涵压缩系统,通流计算结果表明,在基准匹配状态下,核心机驱动风扇级(CDFS)和高压压气机(HPC)的展向不匹配使得压缩系统的总压比下降了2%、效率降低了0.002。第一外涵道节流会显著改变HPC进口级的匹配状态,而对后面级和CDFS的影响不大。第二外涵道节流改变了CDFS的进口流动剖面,使得CDFS的稳定工作范围减小,而对HPC的匹配状态影响较小。

摘要：实验测量了某高速高负荷压气机叶栅两个马赫数(0.5884和0.5)下-8°、-6°、-4°、-1.69°、0°、2°、4°和8°共8个攻角的栅后流场,分析了其损失特性随着攻角的变化规律。结果表明:设计马赫数0.5884下,该叶栅低总压损失系数对应的攻角范围较小,随着攻角往两端偏离最优攻角,叶栅损失很快就急剧增加;从2°到4°攻角,流场结构发生了改变,近叶中区域也开始发生了较大的分离,而近端区的角区分离反而减小,使得总压损失未迅速增加,而是基本不变;随着攻角进一步增大到8°,发展成了全叶高的大尺度分离流动,尾迹速度亏损急剧增大,总压损失也急剧增大。