尾缘_参考网

串列水翼绕流非定常特征实验研究

04）开展了水翼尾缘脉动压力测量和流场Tr-PIV（时间解析图像粒子测速法）实验，结合脉动压力测量、流场速度脉动分析、流动流态试验结果，分析串列水翼绕流场和尾缘脉动压力非定常特征的关联以及二者关于间距比的变化规律。1 实验模型和方法实验模型水翼为尾部截断的NACA0015，尾缘宽度为d，如图1 所示。上下游水翼攻角均为0°，水翼中心沿来流方向对齐，上游水翼尾缘至下游水翼前缘间距为P，水翼弦长为C。实验来流速度U为1 m/s，雷诺数Re = 7 × 104，

实验室研究与探索 2023年8期2023-11-09

基于磁共振测速的复合冷却涡轮叶片流动分析

弦带肋蛇形通道、尾缘带扰流柱通道、劈缝冷却等组合而成的复合冷却结构［6］。为了获得更高的冷却效率，对涡轮叶片复合冷却结构下的流动进行实验研究和数值仿真具有重要意义。在实验方面，涡轮叶片的外部流场或简单冷却结构下的流场测量通常是基于光学技术，如粒子图像测速（Particle Image Velocimetry，PIV）［7-8］、多普勒激光测速（Laser Doppler Velocimetry， LDV）［9］等。LDV 多应用于空间单点的速度测量［10］

航空学报 2023年14期2023-08-31

风力机叶片翼型俯仰与动尾翼耦合运动数值仿真

途的方法[1]。尾缘襟翼广泛应用与飞机，在起飞时增大整体升力，降落时摆动襟翼角度增加飞行阻力。图1 中显示采用动尾翼（在风能领域经常被称为动尾翼）的风力机叶轮示意图。通过改变叶片后缘的主动控制机构，使得叶片在主动变桨的同时可以针对较小的湍流变化相应的控制尾翼的角度，从而减少叶片所承受的空气动力载荷。可以预见，未来大型叶片将出现同时进行变桨和变尾缘襟翼的运行形式。余畏等[2]在FAST/Aerodyn 代码中加入柔性尾缘襟翼控制器,成功实现了叶片在湍流中的降

机械科学与技术 2023年6期2023-07-10

襟翼形式对扑翼获能特性影响的对比分析

成射流[13]、尾缘襟翼[14-15]等。Zhou等[16]提出了一种带尾缘襟翼的扑翼模型，并通过数值模拟的方法证明了当尾缘襟翼长度取0.33c、翼缝宽度取0.001c时，扑翼获能效率的提升效果最好。周大明等[17]的研究结果表明翼型厚度会影响尾缘襟翼扑翼前缘涡的演化，进而影响获能效率。Sun 等[18]指出尾缘襟翼的俯仰振幅和振荡周期对扑翼获能效率的提升有显著影响。上述研究表明尾缘襟翼对扑翼获能效率的提升效果主要是针对中高缩减频率工况，而低缩减频率工况下

空气动力学学报 2023年5期2023-06-16

叶片尾缘偏转对升力型垂直轴水轮机性能的影响

机/风力机上施加尾缘柔性变形这一主动控制方式，并分析了变形幅值和变形频率2个因素对获能效率的影响，结果表明柔性变形在一定程度上能够提高获能效率。Minetto等[9]研究了低叶尖速比下变形叶片对垂直轴风力机获能效率的影响，在相位角90°～180°范围内，叶片尾缘向吸力面发生偏转，与原始叶片相比，尾缘变形使得垂直轴风力机的平均获能效率由0.096升高至0.140，提高了约46.2%。Baghdadi等[10]提出了一种新型的垂直轴风力机，在运行过程中，根据相

动力工程学报 2023年1期2023-02-03

风力机钝尾缘叶片明冰条件下输出特性研究

用价值高。利用钝尾缘翼型设计叶片是一种提髙气动性能以及强度、刚度的有效措施[1]，国内外学者对此开展了一系列的研究。Chao等[2]采用增加尾缘厚度法得到钝尾缘翼型，采用所得翼型构建NREL Phase VI钝尾缘叶片并运用计算流体力学(CFD)方法研究气动性能。Lee等[3]将钝尾缘翼型应用于叶片根部区域，并采用CFD方法研究叶片的气动特性以及结构性能。Almohammadi等[4]利用风洞实验并结合数值模拟方法研究发现，钝尾缘翼型对SB-VAWT风力机

计算机仿真 2022年10期2022-11-29

带仿鳍式尾缘结构有限长翼型的噪声特性及降噪实验研究

,翼型扰流时翼型尾缘与层流边界层相互作用会产生窄带高强度的纯音噪声,纯音噪声的频率与流速成指数关系,随流速升高呈“阶梯形”变化,该类型的纯音噪声也称为层流边界层不稳定噪声。许多学者对翼型纯音噪声的产生机理进行了理论、数值和实验研究。Paterson等认为该类型噪声类似于涡脱落噪声,并提出了涡脱落模型。Tam等首次提出可以解释该类纯音噪声频率“阶梯形”变化规律的声学反馈回路模型。后续大量研究结果表明声学反馈回路模型可以更好地解释边界层不稳定噪声的产生机理:不

西安交通大学学报 2022年9期2022-09-20

压气机叶片尾缘增厚方法的分析与研究

例。当叶片过小，尾缘厚度在制造过程中无法实现时，就需要在设计时对叶片尾缘予以加厚处理。马林静[2]和李仁年等[3]将尾缘对称加厚和单侧加厚的方法应用于风力机翼型，通过数值模拟对风力机翼型的尾缘加厚方式进行了探讨，给出了尾缘增厚方式和最佳厚度的建议。毛研伟等[4]单侧加厚了涡轮动叶和静叶的吸力面，通过数值模拟的方式证实了叶片尾缘加厚对载荷分布和尾迹损失的影响。而在压气机中，关于尾缘厚度对压气机性能的影响，国内外学者已经开展了一定的研究工作。Moses等[5]

节能技术 2022年3期2022-08-10

轴流通风机仿生降噪方法

]利用不同翼型和尾缘形状的平板进行风洞测量，探究锯齿形尾缘的降噪潜力，结果显示所有锯齿尾缘形状的翼型平板噪声降低3～8 dB。Jones等[6-7]采用直接数值模拟(DNS)方法对有锯齿和无锯齿的NACA-0012翼型进行研究，得出在有锯齿情况下，翼型尾缘噪声的振幅会减小，而降低噪声的频率间隔会随着锯齿长度的不同而不同，尾缘锯齿会破坏对流形成的较大湍流结构，并促进由锯齿产生的马蹄涡的发展。Wang等[8]采用大涡模拟(LES)并结合Ffowcs Willi

动力工程学报 2022年6期2022-07-30

锯齿尾缘在风电机组降噪工程上的应用

]，其中加装锯齿尾缘是一种行之有效且易于实施的技术。加装锯齿尾缘降噪的原理是锯齿尾缘改变了叶片尾缘处的流场结构，破坏了尾缘后面的涡流，将尾缘边界层处较大的涡流被打散成较小的涡流，实现降低噪声的目的。M.S.Howe[9]研究了锯齿高宽比对降噪效果的影响，结果表明，锯齿的高宽比越小，降噪效果越好。S.Oerlemans等[10]研究了多种降噪措施对风电机组的降噪效果，结果表明加装锯齿尾缘具有更好的降噪效果。M.Gruber等[11]对加装锯齿尾缘的翼型进行了

安徽电气工程职业技术学院学报 2022年2期2022-07-01

风力机翼型多目标优化及尾缘加厚研究＊

以及结构，对于钝尾缘翼型的研究也越来越多[6]。与具有相同最大厚度的尖尾缘翼型相比，在力学性能上，钝尾缘翼型具有更大的截面积以及更高的抗弯扭能力；在气动性能上，钝尾缘翼型具有更高的升力系数和失速攻角[7]。许多国内外学者在钝尾缘翼型加厚方法上进行了研究，Law SP等[8]采用直接截断法对翼型进行加厚，并且进行实验研究，发现钝尾缘翼型具有更佳的气动性能；Standish K J等[8]采用对称加厚法对尖尾缘翼型进行加厚，并进行数值分析；张磊等[10]通过非

风机技术 2022年1期2022-03-16

柔性锯齿形尾缘流动分离控制实验的多尺度相干结构研究

对比3种不同材料尾缘对分离区边界和内部各频率脉动的控制和优化效果，通过对各测点处的脉动速度进行小波变换，在时频域同时分析各尺度涡包的破碎和掺混过程，并从中提取诱导分离的主体相干结构，比较其相位平均和发生频率的变化情况。1 实验装置实验在天津大学直流式风洞中进行，如图1所示。实验段尺寸600 mm（长）×250 mm（宽）×250 mm（高），来流风速 u∞=17.6 m/s，湍流度 I0=0.92%。采用 NACA0018二维翼型，雷诺数 Re=1.2×1

实验流体力学 2022年6期2022-02-06

仿生尾缘对导管桨推进性能的影响

件中实现对该仿生尾缘导管桨的水动力性能模拟，结合控制变量方法研究尾缘突起个数、尾缘长度和尾缘倾斜角度对仿生尾缘导管桨水动力性能的影响，并探究其水动力性能提升的机理。1 数值方法与计算模型1.1 数值计算方法假设流体是不可压缩的，本文采用RANS方程(雷诺平均方程)作为求解旋转域的控制方程[14-15]，流场的连续性方程和动量方程可分别表示为：(1)i,j=1,2,3(2)本文使用的SSTk-ω[16-17]模型，综合了k-ω模型在近壁区计算的优点和k-ε模

哈尔滨工程大学学报 2021年11期2021-12-26

600 kW带尾缘襟翼风力机设计及优化

外学者在基本翼型尾缘加装各种Gurney 襟翼，研究结果表明Gurney 襟翼改变了上下翼面的压力分布，不同的Gurney 襟翼参数在一定攻角范围内可增加翼型的升力系数及升阻比。李传峰等人用CFD方法研究了可变形尾缘襟翼气动性能，结果表明变形尾缘襟翼可明显提高升力系数和升阻比。C.P.Van Dam等人研究了微型滑动襟翼(MICROTAB)对翼型气动性能性能的影响。以上各种改善翼型的气动性能襟翼装置各自缺点，Gurney 襟翼与翼型主体的连接强度较低，连接

应用能源技术 2021年11期2021-12-10

尾缘襟翼对扑翼的获能特性影响

技术的巨大潜力。尾缘襟翼（Trailing-Edge Flap，TEF）是一种广泛应用于航空航天领域的增升机构，其结构简单、鲁棒性强、增升效果好[14-15]。目前对于尾缘襟翼在单一叶片以及垂直轴风力机上应用的研究已经较为成熟[16-18]，而应用于扑翼获能方面的研究则主要局限于格尼襟翼[19-20]，朱兵的研究结果[20]表明格尼襟翼的应用影响了尾缘涡的演化，通过增大扑翼上下表面的压差，提高了升力，使获能效率得到了21%的提升，但文中并未提及格尼襟翼自身

空气动力学学报 2021年5期2021-11-13

锯齿尾缘叶片气动特性数值模拟研究

文探索一种在静子尾缘进行锯齿改型的压气机扩稳的可能途径。对于锯齿尾缘的研究可以追溯至20 世纪50年 代NACA 的Smith 和Schaefer［5］通 过 切 割 翼 型尾缘的研究，之后Howe［6］在1978 年率先对锯齿尾缘的声学特性进行了研究，在这之后又有大量学者跟进研究［7⁃9］，并将锯齿结构实际应用在发动机吊舱以降低气动噪声。此外，国内学者也对于锯齿尾缘展开了许多研究，如许影博等发现锯齿的齿形会影响声音低频部分［10］；仝帆等使用大涡模拟方法

南京航空航天大学学报 2021年4期2021-09-16

风力机尾缘襟翼气动特性及减振性能研究

距控制的不足，以尾缘襟翼控制为代表的风力机“智能叶片”技术被认为是最具发展潜力的有效补充方案[3]。风力机尾缘襟翼控制方案是在叶片尾缘处布置分布式襟翼，通过尾缘襟翼偏转改变叶片气动外型从而调节气动性能。尾缘襟翼控制具有转动惯性小，响应速度快，对高频荷载敏感，局部荷载可调节等特点，可有效补偿独立变桨距控制的不足，近年来得到了广泛的研究。Bergami等[4-6]采用自适应柔性尾缘襟翼对风力机叶片进行降载减振控制，结果表明尾缘襟翼可有效调节叶片的气动性能，降低

振动与冲击 2021年15期2021-08-11

风力机翼型尾缘厚度对气动噪声的影响∗

限.随着大厚度钝尾缘翼型的广泛使用[1]，钝尾缘对风力机的气动性能以及气动噪声起着不可忽视的影响.风力机噪声主要由两部分构成：机械噪声和气动噪声[2]，前者是由于机械设备工作时，部件和壳体产生振动所发出的[3]，后者是风力机噪声的主要部分[4]，包含低频噪声、湍流入流噪声、翼型自噪声.低频噪声是旋转叶片与塔架或风剪切相互作用产生，由于人耳对其不太敏感，所以在A加权噪声频谱图上，此类噪声对A加权声功率级贡献较少，湍流入流噪声是叶片与入流相互作用产生的.翼型自

新疆大学学报(自然科学版)（中英文） 2021年4期2021-07-24

V肋对尾缘劈缝气膜冷却特性的影响

多的重视[2]。尾缘区域的有效冷却是涡轮叶片冷却中最困难的挑战之一，这是由于狭小的通道中难以布置冷却结构，且尾缘的压力面侧和吸力面侧的热负荷都很高。因此为了保证尾缘的结构完整性在发动机服役期间内不被高温燃气烧蚀破坏，必须对其进行高效冷却。Cunha等[3-4]最先对比了全缝、离散孔、劈缝3种冷却结构在尾缘有限空间内的冷却效果，基于一维方法建立了不同尾缘冷却设计方案的温度分布解析关系式，结果表明相同工况下所计算出的一维温度分布中劈缝结构的壁温最低。劈缝冷却结

航空学报 2021年6期2021-07-07

钝尾缘翼型对5MW 风力机性能影响的研究

献[2]提出了钝尾缘叶片技术，为该问题的解决提供了一种有效可行方法[2]。文献[3]研究得到尾缘增厚能够使最大升力系数提高。文献[4]得到钝尾缘翼型应用在靠近叶片尖部位置时会使机组输出功率严重降低，而应用在叶片根部位置时则对机组输出功率不会产生较大影响。文献[5]发现随尾缘厚度增加阻力系数也会增大。文献[6]研究得到，认为合理的修型可以在考虑结构与工艺的同时确保其气动性能。文献[7]发现并不是所有翼型都遵从上述规律；通过对S814 与S827 进行改型分析

机械设计与制造 2021年2期2021-03-05

风力机叶片翼型钝尾缘改型新方法及气动性能分析研究

楔形块或者对翼型尾缘进行修型处理可以使翼型升力系数明显提高。 随着风力机功率的逐渐增大和叶片长度的增加， 对叶片的要求也越来越高。 考虑到大型风力机叶片的强度和工艺，叶片的中部和根部通常为钝尾缘的形式，如荷兰DU 系列翼型。 国内外学者针对钝尾缘以及尾缘改型的翼型进行了大量的试验和数值上的研究。 由于气动和结构上的优点[1]，一般情况下，钝尾缘风力机翼型满足0.2＜r/R＜0.42[2]，并常被用于大型叶片设计之中。 翼型尾缘加厚主要有对称加厚法、非对称加

可再生能源 2020年12期2020-12-16

下缘板孔对涡轮叶片尾缘内冷通道流动换热影响的数值研究

研究，发现深凹槽尾缘开口有利于降低叶顶间隙泄漏损失；李广超等[6]提出了一种凹槽带肋叶顶结构并通过数值模拟揭示其改善叶顶气膜冷却效率机理；张玲等[7]研究不同孔排布置对叶顶气动性能的影响，结果表明，冷却喷气有效削弱了叶顶间隙泄漏损失；孙国志等[8]、杜昆等[9]、胡建军等[10]和周治华等[11]利用数值方法对凹槽叶顶结构进行研究，发现不同工况和几何结构参数对叶尖泄漏量及气动损失影响不同；王大磊等[12]、Zhou K等[13]、Zhou C等[14]研究

航空工程进展 2020年5期2020-10-30

某压气机第一级转子叶片切角对气动性能的影响

子叶片前缘切角、尾缘切角、前尾缘切角前后的气动性能进行了计算分析，结果表明：转子叶片切角后气动性能下降，前缘切角气动性能降低的最多，尾缘切角气动性能降低的最少;转子叶片气动性能降低的量与前缘切角叶片数正相关。关键词：转子叶片;切角;气动性能;前缘;尾缘航空发动机在装配、使用过程中，由于装运损坏、腐蚀、吞冰、异物击伤等原因，其压气机叶片难免会造成损伤[1，2，3]。对于叶尖出现卷边、缺口、撕裂等现象的转子叶片，通常进行切角处理。针对可能出现叶尖前缘损伤、尾缘

装备维修技术 2020年33期2020-08-10

长短叶片尾缘形状对离心泵性能与动静干涉的影响

静干涉作用与叶片尾缘处涡脱及其与定子的碰撞密切相关[12-13]，这意味着叶片尾缘形状会对离心泵性能与非定常脉动产生直接影响。文献[14]对低比转数离心泵叶片尾缘进行不同位置切削，通过数值模拟与试验研究发现，对压力面切削可以降低额定流量下的压力与涡量脉动幅值，从而提高离心泵效率。文献[15]研究了核泵扩散导叶尾缘倒圆与压力面切削对其内部不稳定流动的影响。文献[16]研究了叶片压力面尾缘切削对离心泵非定常压力脉动与不稳定流动的影响。离心泵中长短叶片设计可以改

农业机械学报 2020年4期2020-04-27

弹性尾缘对超空泡航行体空泡形态与压力脉动特性影响的水洞试验研究

少航行体尾部弹性尾缘对超空泡航行体控制的研究。为了研究空泡闭合位置的变化从而增加水下航行体运动控制效果，本文设计了带有可变刚度弹性尾缘的超空泡航行体模型，获得了航行体模型不同变形状态与不同通气量对空泡形态及航行体表面压力变化的影响特性，为水下超空泡航行体的运动控制研究提供了技术参照和数据支撑。1 通气试验装置与模型1.1 通气试验装置试验在哈尔滨工业大学HT-01型循环式通气水洞中完成，该试验系统主要由水洞及其操控系统组成，图1所示为水洞整体示意图，其中工

兵工学报 2020年3期2020-04-16

风力机叶片气动噪声的影响参数∗

H声比拟方法对带尾缘锯齿的翼型段进行气动及气动声学仿真，调研了不同功角、锯齿长度、尾缘锯齿安装角、尾缘锯齿波长比的翼型的噪声水平，发现较小的尾缘锯齿波长比、负值的尾缘锯齿安装角降噪能力更强。任旺等[7]采用LES方法计算DU91-W2-250 翼型的流场，利用FW-H方法求解远场噪声分布，研究了3 种翼型尾缘厚度(相对于弦长分别为0%、1.2%、2%)对噪声的影响，发现2%和0%尾缘厚度均降低了声压级，尤其是在1500 Hz以上的高频部分。相较于原始翼型，

应用声学 2020年6期2020-03-03

超/跨声涡轮尾缘掠技术数值研究

局部掠型方案——尾缘掠，研究尾缘掠效果及机理；改善直接尾缘掠的流动恶化问题，提升尾缘掠应用能力。上述环节主要掠方案包括探究掠型一般性影响的整体掠及本文主要研究对象尾缘掠。前者构造方式为调节平面叶栅积叠线，依线性关系对各基元截面进行轴向与周向平移处理，且为保证掠变换前后二面角变化最小，最终选用沿弦向的基元截面变换关系；尾缘掠，指仅在叶片局部展高内尾缘区域添加、保持喉道前区域完全不变的掠型。为有效和稳定实现尾缘掠变换，本文开发1套以喉道后弦向拉伸为主、配合旋转

航空发动机 2019年4期2019-09-17

叶片表面粗糙条件下钝尾缘翼型优化设计

中等和大厚度翼型尾缘处的型线[11-12],因此，文献[12]提出翼型广义泛函集成表达与B样条曲线相结合的方法，以此进行风力机翼型型线的优化设计。钝尾缘改型设计可以有效改善表面粗糙翼型的气动性能。BAKER等[13]实验研究了对称加厚的不同翼型，发现适度增加尾缘厚度可增大升阻比并降低前缘粗糙敏感度。杨瑞等[14]采用CFD方法模拟薄、钝尾缘翼型的气动性能，结果表明钝尾缘翼型增大了最大升力系数，并减小了前缘污染对升力特性的影响。鉴于优化设计和钝尾缘改型均能提

中国机械工程 2019年6期2019-04-09

非对称钝尾缘翼型气动噪声数值研究

，包括湍流边界层尾缘噪声和钝尾缘噪声等5种，而尾缘噪声占翼型自噪声的主导地位[12]。因此，研究尾缘噪声对风电的应用和普及意义重大。国内外学者针对尾缘噪声进行了大量的实验和数值模拟。Singer等[13]利用混合法对NACA翼型进行数值模拟，发现翼型尾缘边界层与翼型尾缘相互作用引起的尾缘脱落是产生噪声的主要原因。刘雄等[14]研究了不同厚度的风力机翼型尾缘对翼型气动性能的影响，发现适当增加翼型尾缘厚度会提高气动性能，但未对气动噪声进行深入研究。Ewert等

动力工程学报 2018年11期2018-12-17

尾缘开缝透平叶片内流动传热特性研究

逐年提高,给叶片尾缘等高热负荷区域的设计带来了巨大挑战。图1给出了典型燃气透平叶片及其横截面示意图[1]。为保证机组的气动效率,叶片尾缘通常设计得较薄,因此需采用有效的冷却措施来确保尾缘的强度和运行寿命。目前,燃气透平叶片尾缘区域的冷却主要采用开缝结构,如图1b所示,通过在压力面去除部分材料,使冷气在尾缘附近形成保护气膜。为了增强尾缘结构的强度以及传热性能,开缝内部通道内会布置数排肋柱或腔室结构。(a)燃气透平叶片 (b)M-M截面图1 典型燃气透平叶片示

西安交通大学学报 2018年10期2018-10-15

叶片中弧线的一种混合算法研究

之处，即在前缘或尾缘附近很难得到内切圆。针对以上问题，本文提出一种混合方法，即在叶片前缘和尾缘处利用最优化算法拟合出和前缘及尾缘型线最匹配的内切圆，而在叶片的其他部位使用前述的两种传统方法。1 方 法传统方法1如图1所示。图1 传统算法1几何演示在传统方法1中，一般叶片二维截面型线由压力面型线和吸力面型线构成，其中一条型线由函数y=f1(x)描述，另一条型线表示为函数y=f2(x)。传统方法2如图2所示。图2 传统算法2演示在传统方法2中，首先生成一条试探

机电工程 2018年7期2018-08-03

发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探

航空发动机外罩的尾缘由原来的平滑形改成了波纹状，如图1所示的波音787的发动机。根据一些理论和实验研究，尾缘处的波纹形设计可以以小的推力损失来达到降低噪声的目的[1-2]。但其降噪机理目前未见有理论上的说明。改变尾缘形状来降低噪声的想法并不是新生事物。在20世纪90年代中期，工业界就开始在发动机喷口处加入锯齿形尾缘，作为一种降噪措施[3]。普遍认为，锯齿的尖角有利于流向涡的产生，增强混合，减小射流在产生噪声的主要区域内的流速，从而降低噪声。喷流噪声主要包括

空气动力学学报 2018年3期2018-06-29

仿生学气动噪声控制研究的历史、现状和进展

猫头鹰翅膀的锯齿尾缘翼型降噪的理论分析研究结果[5-6],并给出了锯齿尾缘降噪的预测模型。在Howe的理论研究后，众多研究证实了锯齿尾缘的降噪效果。Dassen[7]、Braun[8]、Oerlemans[9]等在风力机上初步证实了尾缘锯齿的降噪效果。2010年后，针对尾缘锯齿人们做了大量的工作。如Gruber[10-14]、Chong[15-20]与Moreau[21,22]等针对NACA65、NACA0012翼型及平板开展了大量的尾缘锯齿降噪实验研究。

空气动力学学报 2018年1期2018-03-09

跨音速透平叶栅尾缘劈缝射流的数值研究

.快速准确地预测尾缘劈缝射流参数对叶栅气动性能的影响，对叶片尾缘冷却结构设计具有重要的理论指导意义.跨音速透平叶栅流动具有复杂的激波波系，激波与边界层和尾迹的相互作用会显著影响叶栅的气动性能和效率.叶片尾缘激波不仅是叶型损失的一个主要来源，而且会引起叶片表面压力脉动，诱发叶片发生振动[2].Denton等[3]预测了跨音速透平中尾缘的损失，预测结果显示其占透平总损失的1/3左右.尾缘激波撞击相邻叶片吸力面，使边界层发生分离，熵显著增加.尾缘激波会使叶栅气动

动力工程学报 2018年2期2018-03-06

尾缘弯折角对宽攻角范围涡轮叶片气动性能影响的数值研究

率、几何构造角、尾缘弯折角等。本文拟研究叶型尾缘弯折角变化对宽攻角范围内涡轮气动性能参数的影响，通过模拟计算不同尾缘弯折角叶型在宽攻角范围内的变化，分析其内部流场、出口气流角、表面静压分布、损失系数等气动性能参数，得到关于叶型尾缘弯折角与涡轮平面叶栅气动性能影响的规律，为之后的攻角适应性叶型设计奠定基础。1 研究对象叶片造型采用11参数法见图1所示，叶盆采用一段NURBS曲线控制，为了能严格控制叶片喉部宽度叶背采用两段NURBS曲线，叶背喉部切线和尾缘切线

装备制造技术 2018年12期2018-02-26

风力机尾缘襟翼结构参数优化及控制性能分析

2206)风力机尾缘襟翼结构参数优化及控制性能分析张文广1， 白雪剑2， 韩 越2(1．华北电力大学 新能源电力系统国家重点实验室，北京 102206；2．华北电力大学 工业过程测控新技术与系统北京市重点实验室，北京 102206)为研究适应不同风况下的尾缘襟翼最优结构参数，以NREL 5 MW风力机为参考对象，对FAST进行二次开发，在Matlab/Simulink上搭建了带尾缘襟翼的风力机气动弹性伺服仿真平台；以11.4 m/s稳定风为例，综合考虑尾缘

动力工程学报 2017年12期2017-12-19

多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验

多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验刘汉儒*， 陈南树西北工业大学 动力与能源学院， 西安 710072本文设计了一种尾缘(TE)上游多孔渗透结构，通过在全消声低速射流风洞，利用远场麦克风测量研究了不同工况和材料物性下尾缘辐射噪声的影响。结果表明：所设计的多孔渗透结构产生了额外的方腔噪声特征，相对密度4.7%的泡沫金属所产生的附加噪声最小，颗粒状多孔材料比泡沫金属产生的附加噪声小。对称流动条件下多孔平板尾缘噪声中出现的方腔单音噪声特征，在人工非对称流动条件干涉下

航空学报 2017年6期2017-11-22

两种尾缘凹陷方式对开式轴流叶轮内流特性及性能影响分析

力工程学院）两种尾缘凹陷方式对开式轴流叶轮内流特性及性能影响分析梁 钟 王 军 蒋博彦 李佳俊（华中科技大学能源与动力工程学院）开式轴流叶轮因其无外壳结构造成风机内部流动结构复杂。论文采用数值分析与实验结合的方法，以某室外机用开式3叶轴流叶轮为模型，通过改进叶轮尾缘结构，设计了两组不同的尾缘凹陷方案进行数值模拟和试验研究。结果显示：尾缘凹陷能够有效改善叶片表面压力分布，减小压力面与吸力面之间的压力差，减小叶顶间隙涡流区，改善角区分离，减弱叶轮尾迹，有效改善

风机技术 2017年4期2017-09-16

尾缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响

 150001)尾缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响李 超， 颜培刚， 钱潇如， 韩万金， 王庆超(哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院， 哈尔滨 150001)为减小高负荷低压涡轮叶型损失，提高低压涡轮叶栅气动性能，采用数值模拟方法研究尾缘形状对高负荷前加载低压涡轮叶栅L2F气动性能的影响. 对比尾缘偏斜、增加尾缘厚度和Gurney襟翼对叶栅能量损失和流动的影响. 结果表明：3种尾缘形状都能增加气流折转角, 在低雷诺数时减小能量损失，在高雷诺数时增加损失，

哈尔滨工业大学学报 2017年7期2017-07-10

流量分配对尾缘通道流动换热特性的影响

00)流量分配对尾缘通道流动换热特性的影响潘炳华(中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500)采用数值模拟方法，研究了不同进气比条件下双向进气叶片尾缘通道的流动与换热特性。结果表明，整个尾缘通道的全局平均换热强度随着进气比的增加而增大。小进气比情况下，尾缝出口流量沿径向分布较均匀，整个通道的对流换热都较弱，其中中间隔板附近对流换热最弱。大进气比情况下，尾缝出口流量分布沿径向变化较大，在通道顶部区域分布较多，通道顶部区域对流换热最强，中间隔板附近对流换热有

燃气涡轮试验与研究 2017年2期2017-06-05

考虑粗糙度敏感位置的钝尾缘翼型气动性能研究

糙度敏感位置的钝尾缘翼型气动性能研究张 旭1,2，刘海龙1，王格格1，李 伟2,3（1. 天津工业大学天津市现代机电装备技术重点实验室，天津 300387；2. 建筑安全与环境国家重点实验室，北京 100013；3. 天津城建大学能源与安全工程学院，天津 300384）针对考虑粗糙度敏感位置的风力机翼型钝尾缘改型前后的气动性能进行研究，揭示钝尾缘改型对表面粗糙翼型增升效果的影响规律。基于-SST湍流模型，计算表面光滑与粗糙的S822翼型的升、阻力系数，并与

农业工程学报 2017年8期2017-05-25

尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的数值研究

安710077)尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的数值研究郭湘锟1，2，白涛3，张少博1，2(1.北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家重点实验室，北京100191；2.先进航空发动机协同创新中心，北京100191；3.西安航空学院飞行器学院，西安710077)采用数值模拟方法，分别通过改变亚声速和超声速叶型尾缘厚度，研究尾缘厚度变化对涡轮叶栅损失的影响，并在宽广工况范围内探讨尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的敏感性。结果表明：尾缘厚度对亚声速叶型的

燃气涡轮试验与研究 2016年5期2016-12-01

尾缘锯齿结构对叶片边界层不稳定噪声的影响

安 710129尾缘锯齿结构对叶片边界层不稳定噪声的影响陈伟杰， 乔渭阳*， 仝帆， 段文华， 刘团结西北工业大学 动力与能源学院， 西安 710129实验研究了不同雷诺数(2×105～8×105)、不同攻角状态下，3种相同波长(4%弦长)不同振幅(分别为5%、10%、15%弦长)尾缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明，在0°攻角状态下，尾缘锯齿会增强甚至诱导产生新的不稳定噪声，显著增大叶片自噪声；在大攻角状态下，尾缘锯齿会减弱甚至完全抑制

航空学报 2016年11期2016-11-20

基于尾缘分离模型的风力机独立变桨性能优化

0093)﻿基于尾缘分离模型的风力机独立变桨性能优化张蕴宁1，叶舟1, 2，李春1, 2(1. 上海理工大学 能源与动力工程学院, 上海 200093；2. 上海市动力工程多相流动与传热重点实验室, 上海 200093)为准确研究风力机高风速非定常气动特性，以NREL Phase VI实验叶片为算例，考虑三维旋转效应和尾缘流动分离现象，建立了Du-Selig三维失速延迟模型与Kirchhoff-Helmholz尾缘分离预估模型耦合的三维尾缘分离预估模型，并

动力工程学报 2016年9期2016-10-12

水平轴风力机多涡格升力面涡尾迹法的研究

风速失速延迟导致尾缘分离滞后，建立Kirchhoff-Helmholz尾缘分离预估模型与Du-Selig失速延迟模型耦合的三维尾缘分离预估模型。计算低风速及高风速不同的偏航角工况，对比分析不同涡格数对模拟结果的影响。研究结果表明：涡格数对低风速工况影响甚小，对高风速影响很大，且采用两涡格的三维尾缘分离预估模型对法向力系数和弦向力系数的模拟最为精确。水平轴风力机；多涡格升力面；自由涡尾迹；涡格数；偏航；失速延迟；尾缘分离网络出版地址：http://www.c

哈尔滨工程大学学报 2016年8期2016-09-16

尾缘流量分配对涡轮叶片内冷通道换热影响的实验研究

072,西安)﻿尾缘流量分配对涡轮叶片内冷通道换热影响的实验研究梁卫颖,朱惠人,张丽,许都纯(西北工业大学动力与能源学院,710072,西安)为掌握某型高压涡轮叶片尾缘出流流量分配比例对叶片内部通道换热特性的影响,根据相似原理采用几何放大模型,利用瞬态液晶测量技术研究了进口雷诺数为27 000、24 000时,5种尾缘出流比下的通道换热特性,获得了通道局部换热分布规律及平均换热变化趋势。实验结果表明:尾缘出流比变化对尾缘通道局部换热分布规律影响最为显著,对

西安交通大学学报 2015年5期2015-12-26

翼型摆角对气动性能的影响分析

0 m 以上时，尾缘由于同时受到气动力和结构力，在时域范围内会出现截然不同的非定常特性［2－3］.近年来，对翼型尾缘摆角的研究主要集中在飞行器方面，然而对于风力机方面的研究相对偏向于叶片材料及控制等方面［4－9］.1999年，Andrew 等［10］第一次将主动控制变形叶片技术应用在风力机叶片上，其对变形叶片的研究重点在于不同弯扭结合的叶片设计方式，而不改变叶片的整体结构，文献［11－14］给出了新型适应性叶片，主要将叶片展向进行了适当的弯扭设计，但是并未

上海理工大学学报 2015年4期2015-11-22

尾缘修剪对风力机翼型气动性能的影响

的后缘部分，相对尾缘厚度较小的尖尾缘翼型尤其如此.而实际风轮叶片在制造过程中由于工艺和材料的限制可能无法达到翼型所要求的尾缘厚度，同时薄的后缘部分在强度上也会变成叶片的薄弱部分.因而在实际制造过程中，通常会对翼型的后缘部分进行修剪，形成钝尾缘翼型，使得翼型的气动性能发生改变.国内外学者针对风力机翼型钝尾缘对其气动性能的影响进行了数值模拟和试验研究.Standish等［1］采用势流与黏流耦合等4种不同的数值求解方法对钝尾缘翼型进行了数值模拟，结果表明翼型尾流

动力工程学报 2015年7期2015-08-03

基于桥接线的涡轮叶片尾缘劈缝建模方法研究*

横向肋、扰流柱、尾缘劈缝以及气膜孔。图1 涡轮叶片气冷结构Fig.1 Air cooling structure of turbine blade尾缘劈缝的作用是排出热交换后的气体，同时对叶片尾缘部分进行冷却。尾缘劈缝的结构对叶片冷却效果有很大影响，如果尾缘劈缝与叶身内形连接处出现不光顺问题，在实际工作中会增加内冷气体流阻。从几何建模角度，尾缘劈缝是在叶身尾缘处沿积叠轴方向的分段槽，各分段槽与叶身内形曲面光滑连接；以“反阴为阳”的特点体现在叶身内形上是一个

航空制造技术 2015年3期2015-05-30

高负荷跨声速涡轮激波损失机理及控制技术研究

面边界层、尾迹和尾缘激波损失等组成，尾缘激波及其与叶片边界层和尾迹相互作用带来的损失比单独的叶片表面边界层损失大得多，当出口马赫数达到1.2时，激波及其掺混损失可使总损失增大1倍左右。为了减小涡轮部件的质量及叶片数，美国NASA和GE公司合作提出了高负荷涡轮研究(Highly-LoadedTurbine ResearchProgram,HLTRP)计划[1-2]，其中很重要一部分的工作就是设计膨胀比高达5.5的单级高负荷高压涡轮。涡轮级负荷的大大增大使得涡

航空发动机 2014年1期2014-11-19

锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

10072）锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究许坤波，叶英哲，仝帆（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用，对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质，其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律，并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明：锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高；湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处，锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。

航空发动机 2014年5期2014-07-12

涡轮叶片二维冷却结构参数化设计技术研究

切线弧位置，通过尾缘切割参数实现半劈缝和全劈缝尾缘结构设计。结合叶片外形造型技术开发了造型设计程序，该程序可建立包含任意形式冷却通道和常用尾缘结构的变壁厚二维冷却叶片模型。涡轮冷却叶片；参数化设计；隔肋；尾缘劈缝1 引言涡轮前燃气入口温度随着燃气轮机性能要求的提高而不断提高，已远远超过叶片材料的耐受温度，给叶片设计带来巨大挑战。目前，冷却叶片技术作为主要解决手段，已逐渐应用于先进燃气轮机，冷却叶片设计也越来越复杂，先进冷却技术已成为燃气轮机涡轮研制的关键[

燃气涡轮试验与研究 2013年1期2013-07-05

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

的翼型设计中翼型尾缘形状对翼型的气动特性有重要的影响。近年来，许多学者致力于研究翼型尾缘形状对翼型气动噪声的影响。位于高速来流中的翼型，尾缘噪音是其翼型噪声的最重要组成之一，它由翼型湍流边界层和尾缘（TE）的相互作用产生。欧盟DATA实验项目［1］通过修改翼型形状和应用尾缘锯齿来降低尾缘噪音。虽然在早期的项目中对锯齿尾缘的降噪进行过一些研究［2－3］，但是通过优化的翼型形状来降低噪音的概念还是相对较新的。本文采用尾缘锯齿的方法，主要研究不同齿数和不同齿形对

空气动力学学报 2012年1期2012-11-08

尾缘改型对风力机翼型性能的影响研究

的主要方法。翼型尾缘对其气动性能有很大影响，20世纪70年代初，许多研究者对Gurney襟翼进行了大量研究，并取得了相当的研究成果［2－6］。Gurney襟翼是在翼型尾缘安装一块垂直于翼型弦长的薄板，最早Gurney襟翼安装在赛车上用以提高其转弯时的向心力，使其能顺利转弯。随后空气动力学者们通过研究发现Gurney襟翼用于翼型可改变其吸力面和压力面的压力分布，能明显提高翼型的升力系数，但Gurney襟翼明显阻碍了压力面气流的流动，产生了较大的阻力，同时Gu

空气动力学学报 2012年5期2012-11-08

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

都610500)尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响王彬，黄康才
(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)采用试验与数值模拟相结合的方法，研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时，使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明：数值模拟结果与试验结果吻合较好；尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损，削弱叶栅尾缘处的内边缘激波，叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小；尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布

燃气涡轮试验与研究 2012年4期2012-07-01