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喷管安装偏差对叶栅试验器风洞出口流场均匀性影响分析

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第十章 叶栅风洞实验

第十章 叶栅风洞实验

Ca =
( )− 轴向速度的无因次量
Ca U
Ω′k (=
( w1u + w2u ) / 2 ) − 级前、后径向速度平均值的无因次量 U
• 减小压气机径向尺寸
加大机的流通能力－一定流量下，减小轮毂比。
• 减轻重量 减少级数；加大流通能力 综上：优秀的压气机应该具有：在安全可靠工作前提下， 高的加功量； 高流通能力； 高效率； 小尺寸和低重量
* 再测出：总压损失系数ϖ＝（Pw1 − Pw 2 ) / ρ1W12 2 *
还可以是：CY .C X
则)
ϖ = fω (i )
8
可以得到叶栅设计工作点： 可以得到叶栅设计工作点：转折角尽可能大而总压损失 及加功量尽量大， 不太大 (及加功量尽量大，效率又高的工作点） 及加功量尽量大 效率又高的工作点）
5
二、 动力系统试验装置
1. 装置类型
静止型：叶栅实验－平面叶栅和环形叶栅。 静止型：叶栅实验－平面叶栅和环形叶栅。 动态型：压气机和涡轮试验台。 动态型：压气机和涡轮试验台。
2. 叶栅参数
几何参数：叶型－中线、弦长、弯曲角（前缘角、后缘角 几何参数：叶型－中线、弦长、弯曲角（前缘角、后缘角) 最大厚度及位置、最大弯度及位置。 最大厚度及位置、最大弯度及位置。 稠度－ 稠度－叶弦和间距的比 安装角－ 安装角－叶弦和额线夹角 前缘构造角、 前缘构造角、后缘构造角 气动参数：气流进口角－ 气动参数：气流进口角－叶型来流和前缘额线夹角 气流出口角 －叶型出流和后缘额线夹角 气流转折角 基元级速度三角形 见下图: 见下图
6
C1 W1 U C1a C1u
叶栅几何参数和气动参数 示意图
7
3.实验要求 实验要求

风洞测控技术总体

风洞测控技术总体

全国空气动力测控技术交流会论文集风洞测控技术总体董兴德黄育群北京空气动力研究所（北京７２０１信箱１０００７４）施洪昌中国气动研究与发展中心（四川安县１３４信箱６２２６５３）摘要本文提出了“风洞测控技术总体”新术语及总体考察的，／ａ－要性；明确了术语的含义及涵盖内容；并从总体角度讨论了风洞测控技术的进展、现状、期望和差距；最后举例择要地讨论了三个测控总体课题：（１）现代实验设计方法在测控技术中的应用，（２）风洞测控仪器一体化，（３）新一代气动设计工具中的测控技术。

关键词风洞测控技术数据采集皂处警夕气动测量缩略词说明吸收滤波式平面多普勒速度计电弧加热超燃设备声传感器阵列相干反斯托克斯莱曼光谱法计算流体力学等电压风速计电荷耦合器件（相机）燃烧加热超燃设备多普勒全场速度计直联式超燃设备数字粒子成像速度计电子扫描压力计滤波瑞利散射全息粒子成像测速仪高温风洞高超声速脉冲设备红外热像仪激光涡流计激光诱导预分离荧光激光诱导磷光激光蒸汽屏现代实验设计方法微光机电系统微机电系统模块化过滤式瑞利散射一次变一个自变量实验方法氢氧基平面激光诱导荧光油膜干涉仪粒子成像速度仪平面激光诱导荧光压敏漆投影莫尔干涉仪雷达反射截面莱曼散射瑞利散射瞬态光栅光谱计ＦＥＭＳＳＴＰＦＰＰＳＯＥＭＲⅣ一ＩＶＦＰＦＳＳｍｍ啪舭唧ｍ呲叶吨ⅢＭ脚眦｜耋胁１２懈叶ＦＦ盯峙ＲＰＴＳＴＣＶＶＵ０篇慧黧器黑譬黑篇黑风洞控制技术总体ＬＤＩ激光差分干涉仪ＬＤＡ激光多普勒速度计ＬＩＦ激光诱导荧光ＬＩＥＧ激光诱导电子光栅Ｏ引言ＴＳＰＶＭＤ温敏漆视频模型畸变测量风洞实验技术包括风洞模拟技术及风洞测控技术。

初期的风洞实验对测控的需求一目了然，测控技术常以力、压力、温度、密度、角度等单个物理量参数为目标进行单项研制。

目前和未来的风洞实验日益繁复，面对型号试验、基础研究和ＣＰＤ格式验证的需求，测控技术虽有长足进步，但仍有捉襟见肘之感，测控技术现状与需求间的讨论己非片言只语，而需总体分析，这是本文讨论内容之～。

喷水推进进口流道唇口参数对出口不均匀度和驻点位置影响分析

喷水推进进口流道唇口参数对出口不均匀度和驻点位置影响分析

喷水推进进口流道唇口参数对出口不均匀度和驻点位置影响分析喷水推进是现代船舶的主要推进方式之一，其性能受到流道设计的影响。

流道唇口是影响喷水推进器性能的重要参数之一，其设计参数对出口不均匀度和驻点位置有着重要影响。

首先，出口不均匀度是指喷水推进器出口流速分布不均匀的程度，不均匀度越大，水流的动能损失就越大，推进效率就会下降。

流道唇口参数对出口不均匀度的影响主要包括下列几个方面：1.唇口开口角度：唇口的开口角度直接影响了出口水流的方向和速度分布。

如果开口角度太小，会导致流速分布不均匀，容易产生旋涡和分离现象；如果开口角度太大，会使得水流分布较为均匀，但推进效率却会下降。

因此，设计时需要根据实际情况选择合适的开口角度，以达到最佳的推进效果。

2.唇口厚度：唇口的厚度会影响水流通过唇口时的速度分布和流态特性。

如果唇口过厚，会使得水流的速度受到较大的阻碍，从而产生流速不均匀的现象；如果唇口过薄，可能会导致流体的分离现象，影响了水流的稳定性和推进效率。

3.唇口形状：唇口的形状也会对出口不均匀度产生影响。

例如，采用圆角设计的唇口可以减小流体流动时的阻力，减少能量损失，从而提高流体的均匀度。

其次，驻点位置是指在流道内的其中一位置上流体的流动速度为零，而在该位置上的压力最高。

1.唇口曲率：唇口的曲率会影响流体通过唇口时的加速和减速过程，从而对驻点位置产生影响。

如果唇口曲率过大，会使得流体通过唇口时的速度变化较大，导致驻点位置的移动；如果唇口曲率过小，可能会使流体通过唇口时速度的变化较小，从而影响了流体在流道内的流动状态。

2.唇口角度：唇口的角度也会对驻点位置产生影响。

较大的唇口角度会导致流体流动时的速度变化较大，可能会使得驻点位置发生偏移；较小的唇口角度则可能导致流体通过唇口时速度变化较小，影响了驻点位置的稳定性。

综上所述，流道唇口参数对喷水推进器性能的影响是复杂的，需要综合考虑各个因素的影响。

在设计流道唇口时，需要根据船舶的实际情况和工作要求，综合考虑出口不均匀度和驻点位置的影响，选取合适的参数，以获得最佳的推进效果。

发动机氧涡轮喷嘴叶栅气动特性的试验研究

发动机氧涡轮喷嘴叶栅气动特性的试验研究

发动机氧涡轮喷嘴叶栅气动特性的试验研究
丰镇平;敬志良;邓清华;王玉璋;王珏;魏沫;刘中祥;夏继霞
【期刊名称】《热科学与技术》
【年(卷),期】2002(1)1
【摘要】对一个用于大推力液体火箭发动机氧涡轮泵的复速级涡轮的喷嘴叶栅进行了试验研究 ,以考察喷嘴叶栅的气动特性 ,验证喷嘴叶栅的气动设计。

该复速级喷嘴叶栅采用先进的后加载流动控制技术 ,以减弱叶栅的二次流损失。

对喷嘴叶栅进行了四个进口气流角、三个出口等熵马赫数条件下的平面叶栅吹风试验 ,测取了型面压力分布、出口气流角以及叶栅损失等重要气动特性参数。

试验研究表明氧涡轮的喷嘴叶栅的设计是成功的 ,具有良好的气动特性 ,可以有效地应用于液体火箭发动机的涡轮中。

【总页数】6页(P81-86)
【关键词】液体推进剂;火箭;发动机;氧涡轮泵;复速级涡轮;喷嘴叶栅;气动特性试验【作者】丰镇平;敬志良;邓清华;王玉璋;王珏;魏沫;刘中祥;夏继霞
【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院;中国航天科技集团公司第十一研究所(京)
【正文语种】中文
【中图分类】V434.2
【相关文献】
1.冷气掺混对涡轮叶栅气动损失影响的试验研究 [J], 曾文演;乔渭阳;李文澜
2.轴向掠叶片对涡轮静叶栅流场气动及声学特性的影响喔 [J], 杨爱玲;陈康民
3.涡轮增压器喷嘴叶栅的流动特性 [J], 雷新国;祁明旭;王震;马朝臣
4.高负荷涡轮扇形叶栅变攻角气动试验研究 [J], 李国强; 刘晗; 贾小权; 魏明军; 陶春德
5.气固两相平面叶栅气动特性的试验研究 [J], 伊景海;马材芬
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第五节叶栅气动特性与叶栅损失

第五节叶栅气动特性与叶栅损失
9. 径高比d/l
攻角θ：进气角与叶片进口角之差，
θ =β1g - β1，汽流冲击内弧为正 偏离角 出气角与叶片出口角之差
进、出气角α0、β1 、α1、β*2 : 叶片进、出 口处气流方向与圆周方向之间旳夹角；
二、叶栅试验和气动特征
叶栅效率 对于静叶：
n
h* 1s
h1
1n
2
h* 1s
对于动叶：
b
(2)沿叶片内弧旳速度从前线到尾缘均匀、 连续地增长，没有扩压段。在极个别情况下， 也能够允许有一小段是等速旳，然后加速究 竟。叶背型面旳速度分布更主要地加 速，然后逐渐地减慢加速，井在喉部到达最 大速度。根据不同叶栅，叶背尾绿部分也允 许有一小段扩压，但是其正压力梯段要尽量 短，开始扩压旳点要尽量往后移，以推迟由 层流到紊梳旳过渡并防止附面层旳分离。
(c) 150迎角绕流
(d) 200迎角绕流
翼面压力分布
(a)小迎角无分离
(b)厚翼型后缘分离 (c )薄翼型前缘分离
小迎角无分离时，粘性作用对翼面压力分布没有本质变化
翼型旳升力曲线
1.5.3
叶栅损失
叶型损失 端部损失
叶型损失：
1）附面层摩擦损失；
2）附面层分离旳涡流损失；
3）叶片出气边旳尾迹涡流损失；
式 正叶是栅为旳了主减要小原这因 种之 不一 利。 影冲响动。式叶栅取β2<β1
附面层摩擦损失：
与叶型表面光洁度及压力分布有关 减小该项损失旳措施： a)在冲动级中采用一定旳反动度，以增长汽流流速 b)降低叶片数并相应增大相对节距，以降低汽流流经旳表面积
2．附面层脱离引起旳涡流损失
汽流产生涡流旳 原因：附面层中 汽流动能因摩擦 阻力而逐渐被消 耗，在扩压段中 动能一部分要转 变为压力能，又 要克服摩擦功。

叶栅反推器出口安装角、压比对反推性能的影响

叶栅反推器出口安装角、压比对反推性能的影响
三组 。 ， ： １ 对 能量损 失和 气 流 出 口角有 重 大影 。 即 （）
响 的参 数 ；２ 决 定 叶型 强 度 特性 的参 数 ；３ 其 它 （） （）
辅助参数。其 中对能量损 失和气流 出口角有重 大 影响 的参数 有 ：１ 出 口安装 角 卢 （ ） 栅 的相对 （） ：；２ 叶
在得 到 了推力 及 反 推力 后 ， 可 以算 出反 推 效 就 率 了。其 中总 的 反推 效 率 考 虑 了 内、 涵 的推 外 力， 即发 动机净 反 推力与 总推力 之 比 ，
叼 ＝Ｆ ／ ｌ ＡＦ ａ （） ８
反推器入 口面积
内涵 压 比
反推器 出口轴向力 外涵理想推力 发动机总推力
ｒｍｍ ／
ｔｍ ／ ｍ ｌ ／ 。 ｆｙ （ ） ２
叶片倒角半径
叶 片 间距
卢１ （ ） 。 ／
叶片几何进气角
比热 容 比
叶 片 出 口安 装 角
Ｗａ． ｉ ｄ
Ｒ
外涵反推效率 流量 系数
总的反推效率
徒然增加计算成本 ， 毫无价值 ， 因为 内涵 的参数是
给定 的。为此 ， 本文对 内涵进行 了简化处理 ， 不影响 从 收敛的角度用 一小段 圆管代 替 内涵 ， 图 ４所 示 。建 如 立的计算几何模型 由简化 的内涵 、 外涵 、 叶栅 以及 外流 组成 ， ， 其中 外涵人 口流通面积为 ００２６ Ｉ ．３ １ 。 ７Ｔ 。 叶栅 式 反 推 器 的关 键 问题 之 一 是 叶 片 造 型 。
（） ７
在反推装置打开后 ， 如图 ３ 所示 ， 外涵气流被折
返 ， 出 口处 ， 叶栅 即图 ３中 ９ Ⅲ截 面上 的轴 向推力计 算 公式为

叶栅风洞控制方法分析与实现

叶栅风洞控制方法分析与实现
犓犲狔狑狅狉犱狊：ｃａｓｃａｄｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ；ｃｏｎｔｒｏｌｓｔｒａｔｅｇｙ；ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ；ＰＩＤ
０ 引 言
叶栅风洞是一座带引射系统的下吹风式暂冲型跨超声速风 洞，主要用途是研究叶栅气动和传热问题。风洞总体结构包括 气源系统、进气管件、大开角段、试验舱、模型系统、快门和 引射器，具体构成见图１。其 中，进 气 管 件 包 括 气 体 管 路、 电 动截止阀、调压阀、气动快速阀、碟阀和手动节流阀，模型系 统包括试验模型、模型前后的气流通道和相应的整流装置。
关 键 词 ： 叶 栅 风 洞 ； 控 制 策 略 ； 试 验 ；ＰＩＤ
犃狀犪犾狔狊犻狊犪狀犱犚犲犪犾犻狕犪狋犻狅狀狅犳犆狅狀狋狉狅犾犕犲狋犺狅犱犳狅狉犆犪狊犮犪犱犲 犠犻狀犱犜狌狀狀犲犾
Ｃｈｕ Ｗｅｉｈｕａ，ＬｉＧａｎｇ，ＬｉｎＣｈｅｎｌｏｎｇ
（ＦａｃｉｌｉｔｙＤｅｓｉｇｎａｎｄＩｎｓｔｒｕｍｅｎｔａｔｉｏｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ， Ｍｉａｎｙａｎｇ ６２１０００，Ｃｈｉｎａ）
收稿日期：２０１６ ０３ ２９； 修回日期：２０１６ ０４ ２５。 作者简 介：褚 卫 华 （１９６８ ），男，山 西 翼 城 人，博 士，研 究 员，主 要 从 事风洞控制与测量技术方向的研究。
图 １ 叶 栅 风 洞 主 体 构 成 图
块以及位置传感器、压力传感器、阀门驱动与转换单元。工控 机一方面是执行各种控制指令、处理和显示试验数据的人机交 互界面，另一方面又是按照试验要求完成实时控制计算实现试 验控制逻辑的核心。基于 ＰＸＩ总 线 的 数 字 输 入／输 出 模 块 实 现 对气控阀、电动阀门、快门的开关控制及其开关状态的监测， 模拟输入／输出模块实 时 读 入 试 验 过 程 中 气 源 压 力、 调 压 阀 后 压力、集气室压力、截流阀后总压、截流阀后差压、以及截流 阀、蝶阀、调压阀开度等值，并根据工控机控制计算结果实时 输出控制电压值控制调压阀开度，完成调压阀后压力和引射器 入口压力控制；工 控 机 和 ＰＸＩ系 统 之 间 通 过 总 线传输，从而达到对风洞 试验过程实时监控的目的。

扩散段洞壁位置度偏差对汽车风洞流场影响的试验研究

扩散段洞壁位置度偏差对汽车风洞流场影响的试验研究

扩散段洞壁位置度偏差对汽车风洞流场影响的试验研究
张惠林;赵峰;易卫;耿子海;孔婷婷;朱琳
【期刊名称】《应用物理》
【年(卷),期】2024(14)1
【摘要】开展汽车风洞扩散段洞壁位置度偏差对流场影响的试验研究,是为了确认汽车风洞工程建设过程中混凝土部段内洞壁位置度偏差对试验段流场的影响情况,并为汽车风洞建设过程中混凝土施工工艺条件把控标准提供依据。

试验在某实验室气动声学风洞开展,将前后缘5˚倒角的软质平板模型安装在风洞动力段下游扩散段单侧壁以模拟风洞此部段的位置度偏差。

在空风洞基准状态与风洞内洞壁安装位置度偏差带两种试验工况下,分别研究了位置度偏差对速度均匀性、湍流度、气流偏角、风洞背景噪声和标模阻力测量的影响。

试验结果表明:扩散段位置度偏差对试验段中央区域的速度均匀性、风洞背景噪声和气流偏角的影响较小,但对湍流度以及标模阻力测量有明显的影响。

因此,汽车风洞的混凝土结构施工工艺必须严格执行行业标准以确保风洞流场品质及测试结果的可靠性。

【总页数】9页(P10-18)
【作者】张惠林;赵峰;易卫;耿子海;孔婷婷;朱琳
【作者单位】比亚迪汽车工业有限公司深圳
【正文语种】中文
【中图分类】V21
【相关文献】
1.利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究
2.汽车风洞试验段流场的试验研究
3.抽吸气体回送位置及流量比例对整车风洞试验段流场影响的研究
4.跨声速风洞槽壁试验段流场品质提升措施研究
5.基于数值模拟方法的导流片和蜂窝器对空泡水洞工作段流场的影响研究
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第五节叶栅试验与叶栅损失完整PPT

第五节叶栅试验与叶栅损失完整PPT

K
K0.0~ 60.27
o2
pf
第十八页
叶栅端部损失
实际叶栅中的叶片高度是有限的，上下端部也 将产生附加能量损失——端部损失。
第十九页
影响端部损失的主要因素：相对高度 l l
b
汽流在端面附面层内流速小， 产生的离心力不足以平衡凹 凸两面的压差。
汽流在上下端面的附面层 内产生了自凹弧向背弧的 横向流动，二次流。
4)扩压段的存在，有利于附面层的分离；
2)叶片腹面：进口开始段
减速，继而开始
、加速；
1)叶片背面: 下降，C增加,达到最小值后，开始回升， 。
为上述试验装置中左边和右边的U形管中的液面差之比。
在叶型背面出现显著的扩压段
叶型厚度Cmax
北京航空学院出版社
环形叶栅、直列叶栅、平面叶栅
1985年10月第一版
第四十三页
p
. p p(i 0)
p(i 0)
第四十四页
17(0.0)2
p
p(0.0)2
/t
第四十五页
Dunham 端部损失
为实验系数，它取决于叶栅流道的收 敛度和叶栅的高度
第四十六页
第四十七页
气流出口角
M2<0.5
M2=1
第四十八页
第五节 叶栅试验与叶栅损失
本节主要分析喷嘴损失与动叶损失产生的物理因素和 影响因素，同时分析与汽轮机流量、功率有关的叶栅 出气角及其影响因素，以便热力设计时能选用气动性 能良好的静动叶栅，确定完善的几何尺寸，构成所需 的透平级。
第一页
• 环形叶栅、直列叶栅、平面叶栅 • 进气角、出气角、进气冲角、出气落后角 • 安装角、弯曲角（折转角） • 弦长、节距、最大厚度、喉部宽度

叶栅进口冲角对叶顶喷气效果影响的试验研究

叶栅进口冲角对叶顶喷气效果影响的试验研究

叶栅进口冲角对叶顶喷气效果影响的试验研究牛茂升;臧述升【摘要】叶顶喷气方案已经被认为是较好的控制涡轮动叶叶顶间隙流动的方法之一.燃气轮机经常运行在非设计工况下,因此对叶顶喷气在不同进口冲角工况下的控制效果进行了试验研究,共进行了五个不同的进口冲角,分别是-15°、-8.5°、0°(设计工况)、8.5°及12°下的喷气效果的分析.试验结果显示,在这五个不同的进口冲角工况下,叶顶喷气都能有效地控制间隙涡强度及占据范围.同时,叶顶喷气也都可以有效地减弱各个进口冲角工况下间隙涡区气流过偏/偏转不足现象.从出口截面总压损失分布发现,即使在大冲角工况下,叶顶喷气也能较好地降低出口截面总压损失.冲角i=-8.5°时,叶顶喷气的效果最佳.随着冲角增大或减小,叶顶喷气效果都会减弱,冲角i=12°时效果最差.【期刊名称】《燃气轮机技术》【年(卷),期】2011(024)002【总页数】6页(P24-29)【关键词】间隙流动控制;叶顶喷气;进口冲角;涡轮叶栅【作者】牛茂升;臧述升【作者单位】中国舰船研究设计中心上海分部,上海,201108;上海交通大学机械与动力工程学院叶轮机械研究所,上海,200240【正文语种】中文【中图分类】TK474.7涡轮机械中，在动叶叶顶和机匣之间存在尺度很小的间隙来防止摩擦。

流体在叶片压力面与吸力面的静压差作用下通过该间隙，形成间隙流动，使得叶顶传热系数增大，叶片热负荷增加。

间隙流在间隙内叶片顶部靠近压力面侧产生叶顶分离涡，流出间隙后与主流掺混，卷起形成间隙涡，导致动叶后流动损失增加，涡轮机械效率下降。

对于间隙流动的控制方法，Pougare［1］在1986年首次提出了叶顶喷气方案，并在叶栅中进行了试验研究。

流线显示表明，叶顶喷气可以有效地减弱间隙流动及间隙涡的出现，而且极大地提高了叶片出口间隙涡区域总压分布。

因此Pougare认为，在涡轮中由于冷却的需要，叶片内部会存在大量的内部冷却通道，可以考虑将部分冷却气体从叶片顶部喷出，可以有效地控制间隙流动。

高效喷管射场优化设计与碰撞动力学性能分析

高效喷管射场优化设计与碰撞动力学性能分析

高效喷管射场优化设计与碰撞动力学性能分析在航空航天领域中，喷管射场的设计对于发动机的性能以及整个飞行器的性能起着至关重要的作用。

喷管是将燃料和氧化剂混合并燃烧产生高温高速气流的设备，射场则是喷管喷出的气流与环境相互作用形成的流场。

优化喷管射场的设计，不仅可以提高发动机的推力和燃烧效率，还可以减少气流对周围结构的损害，从而提高整个飞行器的性能。

在进行喷管射场的优化设计时，首先需要考虑的是喷管的结构和形状。

喷管的结构应该符合气动力学的要求，并且在燃烧过程中能够均匀混合燃料和氧化剂。

通常情况下，喷管采用的是锥形或者霍尔曼曲线形状，这种形状能够使得气流加速并且保持一定的扩散角度，从而获得更高的推力。

其次，喷管射场的优化设计还需要考虑燃烧效率和燃气排放。

为了提高燃烧效率，喷管内部可以设置一系列的燃烧室和混合器，以便充分混合燃料和氧化剂。

同时，还需要考虑到燃料的喷射角度和喷射速度，以确保燃料能够均匀分布在喷管的内壁上，并且达到最佳的燃烧状态。

碰撞动力学性能分析是优化设计的另一个重要方面。

喷管射场在工作时会产生高温高速的气流，并与周围环境相互作用。

这种相互作用会带来气动力和结构力的作用，对飞行器的飞行稳定性和结构安全性产生影响。

因此，需要进行碰撞动力学性能分析来评估喷管射场对周围结构的影响。

碰撞动力学性能分析可以通过实验和数值模拟两种方式进行。

在实验方面，可以利用风洞实验和冲击试验等方法，通过测量飞行器表面的压力和力矩来评估喷管射场对结构的影响。

而数值模拟则可以借助计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）等方法，建立喷管射场的数值模型，并通过求解相关方程来预测喷管射场对结构的影响。

除了碰撞动力学性能分析，还需要考虑喷管射场的热学性能分析。

喷管射场在工作过程中会有大量的热能产生，并且会通过辐射、传导和对流等方式传递到周围环境。

因此，需要进行热学性能分析来评估喷管射场对周围结构和设备的热负荷和温度分布的影响。

喷嘴参数对喷气涡流纺内流场特性的影响研究

喷嘴参数对喷气涡流纺内流场特性的影响研究

喷嘴参数对喷气涡流纺内流场特性的影响研究作者：王青叶明露梁高翔盛晓超高帅来源：《丝绸》2022年第04期摘要：为明确喷气涡流纺纱的纺纱机理，研究喷嘴中喷孔数量、喷孔倾角和供气压力对喷气涡流纺内流场的影响情况，文章采用Fluent软件进行喷气涡流纺的内流场模拟分析。

通过结果对比分析发现：喷孔数量和供气压力对喷嘴内流场的气流旋转运动影响较为显著，随着喷孔数量和供气压力的增加，喷嘴内气流的旋转运动显著增强，对纱线自由端纤维的加捻效果也增强;喷孔倾角大小对喷孔出口气流速度影响较小，但随着倾角增大，进入涡流管内的气流切向速度分量增大，对自由端纤维的加捻效果增强，纱线包缠越紧密，其强度也越高;喷孔数量、倾角和供气压力的变化都不会改变流场速度分布规律，只是改变了其值的大小，且随着气流的螺旋推进运动，气流速度不断衰减，说明气流在对纱线加捻的过程中要消耗大量的动能。

关键词：喷气涡流纺;喷嘴参数;数值模拟;流场特性分析;纺纱机理;加捻效果中图分类号： TS103.2文献标志码： A文章编号： 10017003（2022）04003906引用页码： 041106DOI： 10.3969/j.issn.1001-7003.2022.04.006（篇序）喷气涡流纺是一种在气流加捻腔内利用高速旋转气流加捻自由端纤维成纱的新型纺纱技术，该纺纱技术相对传统环锭纺，省去了粗纱环节，集细纱、络筒、卷绕成形工序于一体，缩短了纺纱流程。

因此，近年来日益受到纺纱企业的青睐，是目前世界上最先进的纺纱技术，也是一种非常具有市场前景的纺纱新技术。

针对喷气涡流纺纱技术，国内外众多学者开展了一系列研究工作。

Tyagi等[1-2]采用正交分解实验，研究了前罗拉钳口到空心锭子入口距离与成纱结构的相关性;Ortlek等[3]和Kuthalam等[4-5]，Basal等[6]研究了喷气涡流纺空心锭子直径对成纱性能的影响;Naylor等[7]分析了试纺纤维长度与气流加捻过程中落纤率的相关性;Eldeed等[8]以瑞士立达喷气涡流纺纱机的喷嘴结构为对象，采用数值方法对喷嘴内流场进行了分析。

叶栅试验器气流角度测量不确定度评定

叶栅试验器气流角度测量不确定度评定

叶栅试验器气流角度测量不确定度评定王东;王亮;武卉;王振华;郝晟淳;赵展【摘要】基于GJB 1179 ——1991《高速和低速风洞流场品质规范》和探针自动跟踪系统的具体特点和应用环境,该文阐述平面叶栅试验器探针自动跟踪测量系统的组成和工作原理,分析在流场测量中气流角度测量不确定度的影响因素.结合叶栅流场实测数据,阐述使用探针自动对向测量叶栅气流角度不确定度评定方法和步骤,并提出减小不确定度和叶栅流场精细化测量的相关措施.结果表明:自动对向测量在实际应用中优势明显,测量气流角度不确定度评定可为流场精细化测量提供数据参考.%According to the GJB 1179 ——1991 specification for flow quality of high and low speed wind tunnels and combined with the specific characteristics and application environment of the probe automatic tracking system, the configuration and working principle of the probe automatic tracking & measurement system of plane cascade tester were described hereby to analyze the influence factors of airflow angle measurement uncertainty in flow field. Based on the measured data of cascade flow field, the method and the steps of evaluating uncertainty of the airflow angle by using probe were described, and relevant measures were proposed to reduce the uncertainty and enhance refined measurement of the flow field of cascade. Test results show that the automatic tracking measurement in actual application has obvious advantages and the evaluation of uncertainty of airflow angle measurement provides data reference for precise measurement of flow field.【期刊名称】《中国测试》【年(卷),期】2018(044)003【总页数】8页(P124-130,136)【关键词】平面叶栅;流场测量;探针自动跟踪系统;不确定度;气流角【作者】王东;王亮;武卉;王振华;郝晟淳;赵展【作者单位】沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015【正文语种】中文0 引言探针测控系统是流场测量的重要装置，探针测试技术及处理方法是流场测量中的基础手段。

喷管类型对飞行器排气系统辐射特性的影响

喷管类型对飞行器排气系统辐射特性的影响
本文将以目前较为常见的轴对称圆形喷管 （Axisymmetric）、二元矩形喷管（Rectangle）以及
二元矩形 S 弯喷管（S-pipeline）为例进行研究。运 用 CATIA V5-21 软件对喷管进行建模，如图 1 所示， 为避免喷口面积对流场的影响，在设计过程中始终保 持 3 种类型喷管的喷口面积相等，其具体参数如表 1 所示。
0 引言
尾焰）在 3～5 m 内的辐射占整个飞行器的 90%以 上。相比而言，飞行器的尾焰具有温度高、组分构成
随着红外探测与制导技术的迅猛发展，飞行器的 生存受到严重威胁，数据显示，在现代战争中，有
稳定、辐射面积大等特点，是红外探测器对飞行器进 行探测识别的最主要依据[1-5]，因此展开飞行器尾焰
75%～80%的战损飞行器是被红外制导武器击落的。 红外辐射特征研究对提高飞行器的生存力具有重大
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第 43 卷 第 6 期 2021 年 6 月
红外技术 Infrared Technology
Vol.43 No.6 June 2021
展 宽 效 应 和 多 普 勒 效 应 的 前 提 下 ， 运 用 CurtisGodson（C-G）近似法求得了喷口温度为 953 K，喷 口面积为 0.272 m2 的圆形喷管飞机尾焰辐射亮度；未 军光[7]在考虑燃气中 H2O、CO2 的光谱吸收与发射影 响的情况下，采用离散传递法离散求解耗散-吸收性 介质中辐射传输方程，计算了喷口温度为 800 K，波 长范围为 2.67～5 m 的飞机排气系统红外辐射强度 分布；冯云松[8]运用 FLUENT6.3 软件对矩形喷管外 三维流场进行了模拟，采用有限体积法求解了气体介 质中辐射传输方程，得到了喷口温度为 800 K，宽高 比为 2 的矩形喷管外尾焰红外辐射光谱特性。

不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究

不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究

不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究
蔡明;高丽敏;刘哲;程昊;王浩浩;郭彦超
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2021(42)5
【摘要】为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以典型高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,试验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅试验件后来流马赫数、来流攻角、以及叶片数对叶栅进口准确性、均匀性以及出口周期性的影响。

研究结果表明:空风洞内主流区域宽广且基本均匀,来流马赫数偏差不超过±0.005,来流气流角偏差不超过±1°;加装叶栅试验件后叶栅风洞周向流场分布表现出不对称,靠近可移动上侧壁的三个通道的来流均匀性和准确性普遍较差,叶栅中间和偏向可移动下侧壁的通道进口均匀性和准确性较好;来流攻角对叶栅进口流场品质的影响比马赫数更明显,在负攻角和较小的正攻角下,叶栅进口流场品质较好;在较大的正攻角下,叶栅进口均匀性和准确性明显下降;叶栅进口均匀性直接影响了通道内以及叶栅出口的周期性。

【总页数】9页(P1162-1170)
【作者】蔡明;高丽敏;刘哲;程昊;王浩浩;郭彦超
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.低马赫数条件下几何折转角对平面扩压叶栅弯叶片流场性能的影响
2.某叶栅风洞栅前流场的分析与改进
3.某叶栅风洞栅前流场的分析与改进
4.二维平面振荡叶栅流场显示实验研究
5.基于抽吸的亚声速平面叶栅风洞流场品质控制研究
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4 叶栅的气动特性及级内损失

4 叶栅的气动特性及级内损失

2013-7-9
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第五节 级内损失和相对内效率
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一、级内损失
除喷嘴损失 hn ，动叶损失 hb，余速损失 hc 2 外， 还有：叶高损失 hl ，扇形损失 h ，叶轮摩擦损失 h f ，部分进汽 损失 he ，漏汽损失 h，湿汽损失 hx 。
第四节
叶栅的气动特性
张永生 yszhang@
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一、叶栅的几何参数和汽流参数—喷嘴
喷嘴叶栅的几何特性有： 平均直径 d n ln 叶高 l n 叶栅节距 t dn 叶型弦长 b 叶型宽度B l 相对叶高 l
b t t 相对节距 b 出口边厚度
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二、级的相对
内效率和内功率
有效焓降 hi
表示1kg蒸汽所具有的理 想能量中最后转变为轴上 有效功的那部分能量
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二、级的相对内效率和内功率
级的相对内效率（级效率）：
0 hi ht hn hb hl h h f he h hx hc 2 i E0 ht0 1 hc 2
式中：xm —级内平均干度， xm
hi' —未考虑湿汽损失时级的有效焓降
经济性 湿蒸汽的影响
安全性
现代凝气式汽轮机末级湿度限制在12％～14％
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常用去湿方法及防护措施
捕水装置 空心喷嘴 镀硬质合金
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损失分析
并非各级都同时存在以上各项损失 例
全周进气的级没有部分进气损失 采用转鼓的反动式汽轮机不考虑叶轮摩擦损失 过热蒸汽区工作地级没有湿气损失 采用扭叶片的级不存在扇形损失

06-固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

06-固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析张硕王宁飞张平北京理工大学机电工程学院固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析Numerical Analysis of Nozzle and Outlet Flow field Property of Solid Rocket Motor张硕王宁飞张平（北京理工大学机电工程学院）摘要:采用STAR－CD计算流体软件对某俄式远程火箭弹发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。

分析了喷管内流场及喷口出口处流场的流动情况及设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响，得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。

仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。

可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。

关键词：固体火箭发动机 喷管 羽流 数值仿真Abstract:Numerical 3D simulation and research on inner nozzle and outlet flow field of solid rocket motor of long range missile designed by Russia using STAR －CD computational fluid software. Analyze the flow condition of inner nozzle and outlet flow field, analyze the influence on the position of separation point and oblique shock reflection point by setting different position of pressure boundary condition, obtain the clear distribution of contour and curve figures of flow field pressure and Mach number. The simulation results are very similar to that of ground experiments. Good references for solid rocket motor nozzle design and research are provided.Key words: solid rocket motor; nozzle; exhaust plume; numerical simulation 1.引言喷管在动力、航天等领域有着广泛应用,是许多动力装置的重要部件,对于固体火箭发动机而言，喷管是其重要的组成部件,其性能的优劣对固体火箭发动机的整体性能有重大影响. 长期以来,人们对喷管这一类部件的研究局限于实验阶段,由于实验存在一定的局限性,因为固体火箭发动机排出的气体为高温高压并伴有复杂的湍流效应,地面热试车试验中压强、马赫数、温度等参数的测试比较复杂，而对于飞行状态，由于工作环境特殊,实验研究很难甚至根本不可行,而且存在实验代价过大等问题. 另外,目前的解析方法求解还仅限于几何形状和边界条件较简单的情形,因此,对喷管内部流场的细部状况尚不是十分清楚. 近十年随着数值模拟的发展,其理论和研究手段逐渐完善,被较好地应用于动力、航天等领域. 本文运用数值模拟的理论和STAR－CD工具,研究了喷管在高压入口条件下完整的流场,对喷管这一类部件的设计、开发和优化起到了很好的指导和借鉴作用.2.控制方程及边界条件在计算的喷管内流场及喷口羽流流场区域中采用了有粘可压缩的瞬态计算方法，以及二阶迎风格式进行求解，分别计算层流和湍流两种情况计算，湍流模型采用RNG εκ−[5]两方程湍流模型，在壁面附近采用非平衡避免函数进行处理[1]。

安装角异常和变弯度叶片对压气机性能影响机理的研究

安装角异常和变弯度叶片对压气机性能影响机理的研究

安装角异常和变弯度叶片对压气机性能影响机理的研究可调进口导流叶片和静子叶片是压气机性能调节和防止喘振的方法之一,在安装角调节过程中,由于某个叶片安装角调节机构卡死或者由于振动等原因引起安装角调节误差,引起某个或者某些叶片安装角异常,会造成通道内气流堵塞,对该叶栅通道及相邻叶栅通道流场都有很大的影响,并破坏流场的周期性,甚至造成较大的附面层分离和漩涡运动,由此引起的非定常气动力脉动可能导致叶片发生强烈的振动,引起颤振和高周期疲劳破坏,因此,深入研究叶栅安装角异常及级环境下进口导叶安装角异常对压气机流场结构的影响,对压气机故障诊断和减小振动有着重要的意义。

另一方面若可调进口导叶和静子叶片安装角正常调节,没有出现调节机构卡死等工况,进口导叶或者静子叶片安装角调节角度过大,也能导致可调进口导叶在较大的正攻角或者负攻角下工作,导致损失系数增加,流场恶化,并引起压气机整机性能的下降。

本文采用变弯度叶片进行导叶出口气流的调节,不改变轴向进气的前提下,通过改变出口气流角,获得较好的流场性能。

首先,对叶栅安装角异常进行数值模拟并与试验数值进行对比分析;然后,在级环境下对进口导叶安装角异常进行数值模拟;最后,对变弯度叶栅不同弯度位置和不同弯度时进行数值模拟,并对带有变弯度导叶的一级半压气机不同弯度进口导叶进行深入的研究分析,以期能够为压气机故障分析和高性能轴流压气机设计提供参考依据和技术储备。

首先,通过对叶栅安装角异常进行试验和数值模拟发现,攻角0°叶栅安装角异常角度大于零时,随着异常角度的增大在吸力面出现附面层分离,分离涡脱落频率随着安装角异常角度的增大而增大,尾缘涡脱落频率随着安装角异常角度的增大而减小;气动力脉动量随着安装角异常角度的增大先增大而后减小。

安装角异常角度小于零时气动力相对脉动量随着安装角异常角度的增大而迅速增大然后迅速减小。

异常的叶栅安装角角度对应较大正攻角时附面层分离严重,分离涡脱落频率较低,叶片气动力相对脉动量很大;对应较大负攻角时附面层分离较小,叶片气动力脉动量较小。

双圆弧叶型压气机叶栅气动特性的实验研究

双圆弧叶型压气机叶栅气动特性的实验研究

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好 ＿ Ｃ ３。Ｄ Ａ在 叶片前的峰值速度比较 低 ， ３ 同时在整个叶 片流
道内减速 比较均匀。 与 Ｎ Ｃ ６ 叶型相 对 比， Ｃ ＡＡ５ Ｄ Ａ的超跨 音 性能较 好 ， 具有
ｎｅ ｏｍ ｉｍ ｔ ｄ ｌ ｌ ａ ｏ ａ ｎ ｔｅ ａ ｉ ｆ ｏ ｓ ｆ ｔ ｃ ｒｌ ｌ ｂｄ ｈ
０ Ｃ Ａ． ｆ Ｄ
Ｉ ｈ ｅ 。 Ｄ Ａ ｌ ｄ ｔ ｉ ｇ ｄ ｎｔ ８ ｌ ｆ Ｃ ｄ ｅ ｒ ｌ ｅ ， ｈ ｆ ｗ ｓ ｔｓ ｓ 俗ｅ ｈ ｔ ｈ ｔ ｅ ｔｔ ￣ ａ ａｉ ｎ ｔ ｌ ａ ｉ ｅ ｏ ｔｕ ｔａ ｔ ， ａ ．
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第４ ４卷 第 ２相
２０ ０ ２年 ４月
汽
轮
机

扩口导管装配偏差对密封性能影响分析方法探究

扩口导管装配偏差对密封性能影响分析方法探究

科学与信息化2020年3月上 121
（1）建立装配偏差模型，将其与连接件的有限元力学模 型结合，进行应力计算和仿真分析。分析在不同的偏差情况 下，管路密封带的变化规律，总结出供试验研究的偏差范围。
（2）建立管路系统应力装配试验台，进行多种装配应力 下的密封性试验。该试验台布置典型管路工况（包括管径、管 材、管路固定点等方面），具有装配偏差模拟功能、具备振动 功能等。基于仿真结果，在此试验台上，研究多种装配偏差下 的连接件密封情况。引言 管路系统作为现代飞动力传输的主要通道，它将各种元
件和装置连接起来传输流体，实现能量的转换、传递、分配和 控制，像人体的“血管”一样，分布在飞机的各个部分，是飞机 系统的主动脉[1]，因此其可靠性至关重要，一旦管路系统发生故 障，将会导致管路传输故障，轻则造成管路泄漏，重则造成管道 断裂、引发系统操纵失灵、发动机失火等重大事故。分析飞机管 路装配应力、研究管路系统的密封性能，对于有效地控制管路系 统故障、提高管路系统的可靠性和安全性、保障整个飞机的运行 安全性，具有极其重要的理论意义和工程实用价值。
1 总体思路 针对飞机液压系统管路，深入分析装配偏差下的管路系统
装配应力，研究由于装配应力引发的管路泄漏机理；探讨装配 应力对管路密封性的影响规律。通过控制装配误差有效控制装 配应力，最终保证管路系统达到预期的密封性能。
通过对管路装配应力、装配偏差的有效检测；分析、评估 管路连接件的装配应力对密封性的影响规律，提出导管低应力 装配执行标准。
差（应力）对管路密封性能产生的影响。
图1 导管装配偏差定义 2.2 管路系统装配偏差对管路渗漏的影响机理分析 （1）建立管路连接件的有限元模型。扩口管路连接件的 密封形式是通过拧紧外套螺母，使外套螺母挤压平管嘴和导 管，从而使导管扩口部分与直通管接头紧密接触实现密封。因 此，需要建立管路连接件的有限元模型，建立挤压处的接触模 型，并进行分析。 （2）装配偏差（应力）对管路连接件密封性能的影响分 析。在额定的外套螺母拧紧力矩、内部液体压力作用下，模拟不 同的管道连接件装配偏差所带来的密封面的接触力、密封面宽变 化规律。研究管道连接件装配应力对管道密封的影响机理。 2.3 试验验证与分析 建立一个带管路连接件的、内通额定压力液压油的液压管 路试验系统。 试验台由振动台、工控机、放大器、控制器几部分组成。 将试验件通过振动台上的装配偏差模拟台固定住。在试验 件两端装上管接头并将试验件左端封死。右端管接头为T字形 管接头，一端接压力传感器，另一端通过软管接截止阀与手动 泵。在手动加压到所需工作压力后，通过截止阀保持管内工作 压力稳定。在相同拧紧力矩以及相同内压下，振动台对管路系 统连接件部件进行正弦激励，使整个管路系统达到共振状态。 一旦出现泄漏，即可通过压力传感器示值看出。通过一系列的 数据摸索，将装配偏差、密封性能建立联系，并找出密封性能 佳的装配偏差范围。形成能够指导现场的轴向、径向、角度装 配偏差执行标准。 3 结束语 通过研究典型液压管路系统不同装配偏差对管接头密封性 能的影响分析方法，搭建试验模型及试验验证台。最终，找出 不同装配偏差下对液压油液渗漏的影响规律，制定出切实可行 的扩口导管装配偏差执行标准。 参考文献 [1] 王永成.液压机液压管路设计及关键问题研究[D].合肥:合肥工业 大学,2014.
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喷管安装偏差对叶栅试验器风洞出口流场均匀性影响分析
作者：陈英涛赵长宇刘志刚徐让书
来源：《科技创新与应用》2018年第03期
摘要：通过数值模拟的方法，研究了某叶栅风洞喷管有横向偏差时，叶栅试验器空风洞的端壁边界层、栅前流场均匀性。

得到偏差对叶栅出口流场均匀性的影响情况。

关键词：叶栅风洞；安装偏差；流场均匀性；数值模拟
中图分类号：V211.74 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）03-0013-04
Abstract： By means of numerical simulation， the uniformity of the boundary layer and front flow field in the end wall and front of the cascade wind tunnel is studied when the nozzle of a cascade wind tunnel has a transverse deviation. Thus， the influence of the deviation on the flow field uniformity at the outlet of the cascade is obtained.
Keywords： cascade wind tunnel； installation deviation； flow field uniformity； numerical simulation
1 概述
针对某型叶栅试验器叶栅前流场存在不均匀的情况，通过分析确定了影响的主要因素。

一是叶栅试验器试验段前方到稳定段后的试验器流道壁面对流场的影响，二是叶栅试验器的实验件对流场的影响。

因此，针对叶栅试验器流场的数值模拟研究将主要围绕这两个方面展开。

本文是针对第一个内容进行分析，即在叶栅试验器未安装叶栅实验件时，试验段前部壁面对叶栅试验段前流场的影响。

通过数值模拟，对现有试验器空风洞时，模拟在安装喷管有横向偏差时，对叶栅前流场的影响，流场数据分析中找到影响叶栅出口流场均匀性的主要因素。

2 计算模型
2.1 试验器从稳定段到试验段空风洞的流场模型建立
根据安装的实际情况，风洞喷管收缩段与入口有1mm横向安装偏差。

基于结构对称分布的特点，经对称处理后，本文建立了1/2流场三维模型。

模型空间结构如图1所示。

本模型划分网格前预先进行拓扑，采用了结构性网格，保证模拟流场的网格质量。

该模型的空间拓扑处理及透视结构见图2所示。

2.2 网格划分
计算域网格采用计算流体动力学（CFD）网格划分程序Gambit2.4划分，在整个流动区域网格数量达到450万网格，边界层网格平均间距为0.5mm，5层，厚度0.3mm。

流场模型的网格化分和处理如图3、图4所示。

其中图3为流场网格的轴测图，图4为收缩段出口与喷管段入口截面的1mm横向偏差的局部放大图。

2.3 控制方程
连续性的控制方程包括质量守恒方程[1]。

（1）
在模型的计算中使用了K-e双方程湍流模型，采用隐式simple算法进行迭代。

经过5700步迭代，残差收敛曲线稳定[3]，残差收敛曲线见图5所示。

2.4 初始及边界条件
由于实际实验中，实验没有给出对应状态的入口和出口压力数值。

故，根据流场Ma数相似原理，给定了各模拟状态的总压和出口大气压[5]。

边界条件具体设定参数详见表1。

3 计算
通过模拟计算得到出口Ma分别为0.75、0.86、0.91时，喷管段入口与收缩段出口的流场情况如图6、图7、图8所示。

从图6至图8的计算结果可以看出，虽然风洞喷管收缩段与入口有1mm横向安装偏差，但流场的横向、纵向切面或出口截面，流场并没有出现突变，只是边界层稍有增厚，在出口截面的Ma数分布还是均匀的。

图9、图10显示了在喷管段入口有1mm横向偏差处Ma数分布的局部区域放大图。

模拟进口Ma为0.86和0.91情况下，出口流场情况如图11、图12所示。

从图11、图12的计算结果基本上与出口Ma为0.75结论一样，边界层稍有增厚，在出口截面的Ma数分布还是均匀的。

4 结果分析
根据上述计算结果，绘出Ma为0.76、0.86、0.91三种状态下喷管出口截面的Ma数分布，如图13所示。

通过图13可以看出，三种情况下，出口截面水平方向Ma数分布情况基本一致。

但，由于1mm横向安装偏差存在，流道内流场的均匀性出现变化。

在偏差处出现低速的涡流区（蓝色低速区域），导致下游的壁面边界层变厚。

便于分析偏差的影响，将喷管无偏差的该位置Ma数分布与喷管存在1mm偏差的Ma分布曲线放置在同一张曲线图中，得到图14。

如图14所示，出口Ma为0.76、0.911时，喷管安装偏差并没有影响喷管出口流场均匀性。

综上，喷管横向安装偏差形成的台阶尺寸小，基本包含在气流的边界层内，故未对空间大尺度流场造成实质性影响，但会导致下游气流边界层厚度略有变化。

在流道向外偏差一侧，边界层为22mm，在流道向内偏差一侧，边界层厚度保持不变，为20mm左右。

上述参数满足国军标对于空风洞流场质量的标准。

故，喷管安装存在1mm内的偏差不会对叶栅试验器风洞出口流场均匀性产生严重影响。

参考文献：
[1]ANSYS， Inc. ANSYS Fluent Theory Guide. 2013，11.
[2]徐让书，林锐，等.高亚声速近壁流场模拟装置研究[J].空气动力学报，2013（2）：210-213.
[3]徐让书，李俊，等.航空发动机滚动轴承内油气两相流动与温度场的数值模拟[J].润滑与密封，2014（3）：91-95.
[4]张雅，刘淑艳，王保国，等.应力模型在三维湍流流场计算中的应用[J].航空动力学报，2005，22（4）：91-576.
[5]刘应中，缪国平.高等流体力学[M].上海交通大学出版社，2001.
[6]杨康智，陈春鹏.海鸥300飞机尾旋特性风洞试验研究[J].科技创新与应用，2014（07）：12-13.
[7]刘卓.基于小波分析的航空发动机气动失稳信号分析方法[J].科技创新与应用，2017（03）：57.。