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Aerodynamic Design and Analysis of a Low-reaction Axial Compressor Stage 被引量:13
1
作者 羌晓青 王松涛 +1 位作者 冯国泰 王仲奇 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2008年第1期1-7,共7页
There is introduced a new low-reaction, highly-loaded axial compressor design concept which is coupled with boundary layer suction method. The characteristic features of the concept are made clear through its comparis... There is introduced a new low-reaction, highly-loaded axial compressor design concept which is coupled with boundary layer suction method. The characteristic features of the concept are made clear through its comparison with the MIT boundary layer suction compressor. Also are pointed out the potential applications of this concept as well as its key technological problems. Based on this concept, a single-stage, low-reaction and low-speed axial compressor is constructed in association with analysis and computation of boundary layer suction on vanes with the aid of a three-dimensional numerical approach. The results attest to the effectiveness of this way to control separation in blade cascades by the boundary layer suction and the feasibility of this proposed design concept. 展开更多
关键词 aerospace propulsion system low-reaction axial compressor boundary layer suction energy loss
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附面层吸除对大转角压气机叶栅气动性能影响的数值研究 被引量:38
2
作者 宋彦萍 陈浮 +2 位作者 赵桂杰 陈开莹 王仲奇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期561-566,共6页
数值模拟了低速条件下附面层吸除对某大转角压气机叶栅气动性能的影响。结果表明,叶栅进口马赫数一定时,小吸气量下存在使叶栅总压损失降低最大的最佳吸气位置,大吸气量时吸气位置对损失影响减弱;随吸气量增加,吸力面角区低能流体积聚... 数值模拟了低速条件下附面层吸除对某大转角压气机叶栅气动性能的影响。结果表明,叶栅进口马赫数一定时,小吸气量下存在使叶栅总压损失降低最大的最佳吸气位置,大吸气量时吸气位置对损失影响减弱;随吸气量增加,吸力面角区低能流体积聚明显减小,气流折转能力加强,叶栅负荷增加,总压损失降低最高达28.2%;吸气导致的栅内扩压能力恢复和通道涡三维分离效应是确定最佳吸气位置及吸气量的判定原则。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 附面层吸除 吸气位置 吸气量 大转角压气机叶栅
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超声速压气机转子叶片吸力面抽气抑制附面层分离的机理 被引量:16
3
作者 南向谊 刘波 +2 位作者 靳军 陈云永 侯为民 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期1093-1099,共7页
针对压气机叶片在高负荷及非设计工况下经常出现的附面层分离状况,采用数值方法研究了叶片吸力面不同位置、不同吸气量时附面层抽吸对压气机转子气动性能的影响.数值结果表明:抽吸位置对抽吸效果有重要的影响,通过在分离区下游一定位置... 针对压气机叶片在高负荷及非设计工况下经常出现的附面层分离状况,采用数值方法研究了叶片吸力面不同位置、不同吸气量时附面层抽吸对压气机转子气动性能的影响.数值结果表明:抽吸位置对抽吸效果有重要的影响,通过在分离区下游一定位置处抽吸,能够很好的抑制附面层分离,改善气流在大分离点处的剧烈变化,减少流动损失,使得级效率和压比均有显著的提高;而在分离区上游或者分离区下游的较远处开缝抽吸,则效果不理想.吸气量对抽吸效果也有一定影响,存在一个最佳吸气量,吸气量过大或者过小都会对结果产生不利影响. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 压气机转子 附面层抽吸 吸气位置 吸气量
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开槽处理技术对叶片尾缘气流流动特性的影响 被引量:21
4
作者 周敏 王如根 +1 位作者 曹朝辉 张相毅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期1100-1105,共6页
提出了从叶片压力面向吸力面开槽的处理技术,设计了在80%~94%h叶高位置的叶片尾缘处的开槽方案,对叶片开槽处理后的压气机工作流场进行了数值分析.结果表明:小槽进口对叶片压力面附面层低速气流具有一定的抽吸作用,使部分压力... 提出了从叶片压力面向吸力面开槽的处理技术,设计了在80%~94%h叶高位置的叶片尾缘处的开槽方案,对叶片开槽处理后的压气机工作流场进行了数值分析.结果表明:小槽进口对叶片压力面附面层低速气流具有一定的抽吸作用,使部分压力面附面层气流和部分主流被吸入小槽并进行加速,这股气流将从小槽出口流出,它能够对叶背尾缘附面层内低速气流进行加速,从而控制或延缓附面层气流分离,并进一步减弱了尾缘附面层分离气流与叶片尾流的掺混,深入分析流场发现,小槽出口气流还可以控制吸力面附面层气流沿叶根向叶尖的潜移,从而防止大量附面层气流在叶尖堆积,因此采用开槽处理技术能够有效改善叶片尾缘流场的流动特性,提高流场的稳定性。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 叶片尾缘 开槽处理 数值模拟 附面层气流
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从压力面到吸力面开槽后叶栅特性的数值分析 被引量:10
5
作者 曹朝辉 王如根 +1 位作者 周敏 王庆伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期814-817,共4页
用CFD方法对某叶型开槽前后的流场进行了数值模拟,初步研究表明通过在压力面到吸力面开槽能有效控制和延缓叶栅吸力面附面层的分离,从而增大气流的转折能力,降低总压损失,扩大叶栅的稳定工作范围.通过开槽处理,改变了叶栅表面的静压分布... 用CFD方法对某叶型开槽前后的流场进行了数值模拟,初步研究表明通过在压力面到吸力面开槽能有效控制和延缓叶栅吸力面附面层的分离,从而增大气流的转折能力,降低总压损失,扩大叶栅的稳定工作范围.通过开槽处理,改变了叶栅表面的静压分布,使叶栅前段、后段的负荷增大,小槽进口附近的负荷减小. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 叶栅 吸力面 附面层 开槽处理
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吸附式风扇/压气机技术的进展与展望 被引量:11
6
作者 刘波 南向谊 +2 位作者 王掩刚 姜键 靳军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期945-954,共10页
吸附式风扇/压气机是目前国内外高增压比压缩系统的一个重要研究方向.对其产生的背景,研制的必要性,技术特点以及研究动向进行了回顾和分析.这一技术的采用能够大幅度提高压比,减少发动机的轴向长度和重量,降低风扇的噪音;在做功能力增... 吸附式风扇/压气机是目前国内外高增压比压缩系统的一个重要研究方向.对其产生的背景,研制的必要性,技术特点以及研究动向进行了回顾和分析.这一技术的采用能够大幅度提高压比,减少发动机的轴向长度和重量,降低风扇的噪音;在做功能力增加重量减轻的同时,能够增加飞行器的灵活性以及有效载荷,从而减少燃油消耗.但是这种新型的结构也带来了强度、气弹稳定性等问题,对此给出了一些分析结果和建议. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 吸附式风扇/压气机 附面层 流动控制 压比 效率
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吸附式亚声速压气机叶栅气动性能实验及分析 被引量:19
7
作者 牛玉川 朱俊强 +1 位作者 聂超群 葛正威 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期483-489,共7页
以亚声速平面叶栅风洞为实验平台,在不同来流马赫数、攻角和吸气量状态下,测试吸附式压气机叶栅吸力面、压力面表面压力分布和叶栅尾缘等参数.结果表明,附面层吸除能促进附面层减薄,减少分离损失,有助于降低叶栅总压损失,提高气流折转能... 以亚声速平面叶栅风洞为实验平台,在不同来流马赫数、攻角和吸气量状态下,测试吸附式压气机叶栅吸力面、压力面表面压力分布和叶栅尾缘等参数.结果表明,附面层吸除能促进附面层减薄,减少分离损失,有助于降低叶栅总压损失,提高气流折转能力,改善叶栅气动性能.合适吸气槽位置和吸气量的选择,有利于叶栅内部流动更趋合理. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 附面层 内部流动 吸气量 吸气位置 压气机叶栅
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槽道进气角和转折角对叶栅流场特性影响的研究 被引量:5
8
作者 周敏 王如根 +1 位作者 曹朝辉 张相毅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期125-129,共5页
数值模拟了槽道进气角和转折角对开槽叶栅流场特性的影响.结果表明,槽道出口射流可以吹除叶片吸力面尾缘附面层分离气流,改善叶栅性能;存在使叶栅性能提高最大的最佳槽道进气角,随槽道进气角增大,槽内气流将因槽道几何转折角增大而增加... 数值模拟了槽道进气角和转折角对开槽叶栅流场特性的影响.结果表明,槽道出口射流可以吹除叶片吸力面尾缘附面层分离气流,改善叶栅性能;存在使叶栅性能提高最大的最佳槽道进气角,随槽道进气角增大,槽内气流将因槽道几何转折角增大而增加流动损失,从而减小气流出口速度,降低其作用效果;当槽道进气角较小时,由于槽道进出口两端静压差减小,槽道对气流的加速作用下降,射流的作用效果也将降低. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 开槽叶栅 射流 附面层气流
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静子叶片开槽处理对单级压气机特性影响的数值研究 被引量:5
9
作者 周敏 王如根 +1 位作者 白云 曾令君 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第1期114-118,共5页
基于利用叶片开槽出口射流控制附面层分离的思想,提出在静子叶片上从压力面向吸力面开槽的流动控制方案,设计了在静子叶片上部的两段式转折槽,并对静子叶片开槽处理后的单级压气机特性进行了数值模拟。结果表明,静子叶片开槽处理可以显... 基于利用叶片开槽出口射流控制附面层分离的思想,提出在静子叶片上从压力面向吸力面开槽的流动控制方案,设计了在静子叶片上部的两段式转折槽,并对静子叶片开槽处理后的单级压气机特性进行了数值模拟。结果表明,静子叶片开槽处理可以显著改善单级压气机性能,扩大流量工作范围,提高压气机的稳定性。进一步分析流场发现,槽道出口射流可以有效吹除叶片尾部吸力面附面层分离气流,控制附面层分离区扩散。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 静子叶片开槽处理 流动控制 射流 附面层
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过膨胀状态下轴对称收-扩喷管内外流场计算及分析 被引量:18
10
作者 黄宏艳 王强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期1069-1073,共5页
轴对称收-扩喷管在过膨胀状态下工作时,喷管内部将产生强烈的激波以及附面层分离,流态非常复杂.计算实践表明,应用广泛采用的重整化群(RNG)k-ε湍流模型,并结合标准壁面函数对其进行数值模拟时,误差较大.针对标准壁面函数的不足,采用增... 轴对称收-扩喷管在过膨胀状态下工作时,喷管内部将产生强烈的激波以及附面层分离,流态非常复杂.计算实践表明,应用广泛采用的重整化群(RNG)k-ε湍流模型,并结合标准壁面函数对其进行数值模拟时,误差较大.针对标准壁面函数的不足,采用增强型壁面函数处理固体壁面附近的流动,对轴对称收-扩喷管的内外流场进行了数值模拟,并与试验数据进行了分析比较.结果表明:增强型壁面函数更加适合处理此类存在强逆压梯度导致附面层分离的问题. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 壁面函数 流动特性 数值模拟 过膨胀 附面层分离
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钝体头部边界层“逾越”型转捩机理研究 被引量:3
11
作者 袁湘江 陆利蓬 +1 位作者 沈清 涂国华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期81-86,共6页
利用数值模拟的方法,研究了再入条件下,钝头体边界层中一种新的失稳机制.这种失稳机制无法用线性稳定性理论解释.最近的研究工作表明,流动中存在着一种与局部有限幅值扰动相关的失稳机制.它与常规的T-S波或二次失稳的过程不同.数值模拟... 利用数值模拟的方法,研究了再入条件下,钝头体边界层中一种新的失稳机制.这种失稳机制无法用线性稳定性理论解释.最近的研究工作表明,流动中存在着一种与局部有限幅值扰动相关的失稳机制.它与常规的T-S波或二次失稳的过程不同.数值模拟了受空间模式的局部扰动影响的钝体头部超声速边界层的失稳过程.在模拟中,明确了不同扰动模型非线性相互作用的物理机制. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 紧致格式 非线性 边界层 转捩 钝体
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进口边界层对采用弯叶片的平面扩压静叶栅流场性能的影响 被引量:4
12
作者 张永军 冯国泰 +1 位作者 陈浮 苏杰先 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期254-260,共7页
给定不同型式的进口边界层,在两种不同亚音速条件下对一平面扩压静叶栅的弯叶片流场进行了数值模拟。结果表明弯叶片对扩压叶栅的改善的能力受进口边界层的特征影响。这种影响分为两个方面:(1)边界层厚度的影响和(2)边界层动量损失厚度... 给定不同型式的进口边界层,在两种不同亚音速条件下对一平面扩压静叶栅的弯叶片流场进行了数值模拟。结果表明弯叶片对扩压叶栅的改善的能力受进口边界层的特征影响。这种影响分为两个方面:(1)边界层厚度的影响和(2)边界层动量损失厚度的影响。边界层越厚或动量损失厚度越大,在低马赫数条件下弯叶片对吸力面角区密流增加越明显,从而更大程度地提高了端区的流动性能,降低了叶栅损失。在高马赫数条件下,若边界层越厚或动量损失厚度越大,角区密流虽变化不大,但因端区损失较大,其性能的提高会给叶栅总性能的改善带来较大的收益。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 进口边界层 扩压静叶 弯叶片 密流 数值分析
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吸附式压气机叶栅气动性能计算模拟研究 被引量:5
13
作者 周正贵 王传宝 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第12期2036-2042,共7页
为考察附面层吸附技术在压气机静子势流区叶型上的应用,采用流场数值计算方法对吸气叶栅流场进行模拟.结果表明:(1)对于高亚声速压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除可提高叶栅的扩压度,但不一定能减小流动损失.(2)对于中亚声压气机叶栅,... 为考察附面层吸附技术在压气机静子势流区叶型上的应用,采用流场数值计算方法对吸气叶栅流场进行模拟.结果表明:(1)对于高亚声速压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除可提高叶栅的扩压度,但不一定能减小流动损失.(2)对于中亚声压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除不仅可提高叶栅的扩压度而且能减小流动损失.(3)如果叶片吸力面靠后缘处有流动分离,吸气位置在分离区的上游较远处可抑制分离,若在分离区附近可能不利于抑制流动分离. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 压气机 叶栅 吸附式 附面层 亚声速
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带有压力梯度的平板边界层转捩数值模拟 被引量:4
14
作者 董平 黄洪雁 冯国泰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第11期1909-1914,共6页
对零压力梯度和带有压力梯度的平板边界层转捩实验T3A,T3C1和T3C2进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合的较好,并得出以下的结论:压力梯度的存在对转捩起始的位置有较大的影响;M-L转捩模型能比较准确地预测转捩的发生和发展过程,但M-L... 对零压力梯度和带有压力梯度的平板边界层转捩实验T3A,T3C1和T3C2进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合的较好,并得出以下的结论:压力梯度的存在对转捩起始的位置有较大的影响;M-L转捩模型能比较准确地预测转捩的发生和发展过程,但M-L一方程转捩模型因为要根据经验选取转捩起始动量厚度雷诺数,所以在通用性上相对M-L二方程转捩模型要弱;使用M-L转捩模型计算过程中,根据湍流的性质选取进口粘性比有助于正确地预测转捩的发展过程. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 压力梯度 平板边界层转捩 转捩模型 数值模拟
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前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响 被引量:7
15
作者 蔡巧言 谭慧俊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期699-705,共7页
采用CFD方法研究了前体边界层状态对轴对称高超声速进气道的波系结构、激波/边界层干扰特性以及流量捕获能力、总压恢复系数等的影响,获得了不同马赫数下进气道性能参数随一级锥边界层强制转捩位置的变化规律,并对采用二维粗糙体作为强... 采用CFD方法研究了前体边界层状态对轴对称高超声速进气道的波系结构、激波/边界层干扰特性以及流量捕获能力、总压恢复系数等的影响,获得了不同马赫数下进气道性能参数随一级锥边界层强制转捩位置的变化规律,并对采用二维粗糙体作为强制转捩措施给流场所带来的干扰进行了分析,研究中还对比了具体进气道设计方案间的差别. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 高超声速进气道 前体边界层状态 强制转捩 二维粗糙体
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激波/平板湍流边界层干扰的数值模拟 被引量:4
16
作者 李志强 李正强 闫文辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期1003-1007,共5页
采用理性GAO-YONG可压缩湍流模型,模拟了激波/平板湍流边界层干扰现象,结果表明:计算所得到的壁面压力分布、摩阻系数分布和速度型分布均与实验值吻合很好,并且比较准确地预报出了入射斜激波与平板湍流边界层干扰所引起的边界层分离点... 采用理性GAO-YONG可压缩湍流模型,模拟了激波/平板湍流边界层干扰现象,结果表明:计算所得到的壁面压力分布、摩阻系数分布和速度型分布均与实验值吻合很好,并且比较准确地预报出了入射斜激波与平板湍流边界层干扰所引起的边界层分离点和再附点等流动特性.由此表明GAO-YONG可压缩湍流模型能够准确地用来模拟激波/平板湍流边界层的干扰流动. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 平板可压缩流 激波/湍流边界层干扰 GAO-YONG可压缩湍流模型
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绕流圆柱的自由表面磁流体流动实验 被引量:2
17
作者 韩东 黄护林 +1 位作者 张炎 李辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期227-231,共5页
利用PIV(Particle image velocimetry)光学测量系统,在雷诺数分别为7767和11650时,实验研究了磁场对绕流圆柱的自由表面流动的影响.实验研究结果表明,磁场使边界层内的无量纲平均速度分布偏离对数分布,尾迹变窄变短,分离点向后移;当雷... 利用PIV(Particle image velocimetry)光学测量系统,在雷诺数分别为7767和11650时,实验研究了磁场对绕流圆柱的自由表面流动的影响.实验研究结果表明,磁场使边界层内的无量纲平均速度分布偏离对数分布,尾迹变窄变短,分离点向后移;当雷诺数增加到11650时,在相同磁场强度作用下,磁场的影响减弱,从而使边界层内的无量纲平均速度分布偏离对数分布的程度减小. 展开更多
关键词 航空 、航天推进系统 磁流体流 自由表面 尾迹 边界层 无量纲平均速度分布
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使用GAO-YONG方程组对可压湍流边界层的数值模拟 被引量:4
18
作者 高歌 任鑫 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期289-293,共5页
应用SIMPLE/SIMPLER方法及QUICK格式求解GAO-YONG可压湍流方程组,对二维零压力梯度可压平板湍流边界层进行了数值模拟。结果表明,不需要任何经验系数及壁面函数的GAO-YONG可压湍流控制方程组对较广马赫数范围(Ma=0.2~2.4)平板边界层各... 应用SIMPLE/SIMPLER方法及QUICK格式求解GAO-YONG可压湍流方程组,对二维零压力梯度可压平板湍流边界层进行了数值模拟。结果表明,不需要任何经验系数及壁面函数的GAO-YONG可压湍流控制方程组对较广马赫数范围(Ma=0.2~2.4)平板边界层各项参数(表面摩擦系数Cf,对数律,亏损律等)能做出良好的预测。 展开更多
关键词 GAO—YONG方程组 可压湍流边界层 数值模拟 马赫数
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附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场结构的影响 被引量:3
19
作者 林伟春 羌晓青 +1 位作者 王松涛 王仲奇 《节能技术》 CAS 2007年第3期195-198,共4页
本文采用数值方法研究了低速条件下附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场的影响。计算结果表明,通过选用合理的抽吸位置及抽吸方式的组合,附面层抽吸能较好地控制叶栅内的大尺度的叶片表面分离流动,但对二次流损失的改善效果并不明显。
关键词 航空、航天推进系统 附面层抽吸 大折转角矩形叶栅 分离 二次流损失
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低雷诺数下附面层组合抽吸方案对压气机特性影响的研究 被引量:2
20
作者 周敏 李航航 唐侃平 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第1期27-31,115,共5页
为了分析附面层抽吸流动控制对低雷诺数下压气机特性的影响,本文采用数值方法模拟了低雷诺数下附面层组合抽吸方案对NASA Rotor 37跨音速压气机性能和稳定性的影响特点及作用机理。通过在该压气机转子叶片吸力面和机匣上分别设计附面层... 为了分析附面层抽吸流动控制对低雷诺数下压气机特性的影响,本文采用数值方法模拟了低雷诺数下附面层组合抽吸方案对NASA Rotor 37跨音速压气机性能和稳定性的影响特点及作用机理。通过在该压气机转子叶片吸力面和机匣上分别设计附面层抽吸槽,探讨了组合抽吸方案对低雷诺数下(H=20km)压气机性能和稳定性的影响。结果表明:采用组合抽吸方案后,压气机峰值效率提高约1.3%;压气机最大增压比提高约2.5%;压气机转子的近失速点流量减小约14.6%。进一步分析作用机理发现,组合抽吸槽有效抑制了附面层径向涡向叶顶的运动和聚集,使叶顶附面层分离区减少约70%从而有效改善了压气机的流场特性。 展开更多
关键词 跨音速压气机 低雷诺数 附面层抽吸
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