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本次指南分聯合研究重點課題和一般課題兩類,資助課題分別如下（詳細見附件1）：
（1）聯合研究重點課題 SKLA201901
（2）一般課題 SKLA201902
◆適用於旋流進氣畸變的壓氣機穩定性三維分析模型發展重點實驗室將分年度受理開放課題申請。根據重點實驗室的建設目標和研究方向，逐年擴充資助範圍；對於取得重要進展並按要求發表文章的開放課題，將持續資助。2019年度計劃資助開放課題為8項左右，聯合研究重點課題資助額度為50萬元以內，由申請單位與空氣動力學國家重點實驗室聯合開展研究，一般課題資助額度為16～30萬元。執行時間為：2020年1月-2021年12月。1．本指南面向全國發布，自由申報、公平競爭、滾動支持。
2．開放課題申請書由本實驗室學術委員會評審，重點實驗室根據擇優原則,確定受資助開放課題及資助金額，由重點實驗室與申請人所在單位籤訂科研合同後執行。
3．開放課題申請人應具有博士學位或高級職稱，每個申請人每年只能申報一個項目。
4．申請人必須在本指南年度資助範圍內進行選題，不符合資助範圍的申請將不予受理。
5．為加強開放課題的學術交流，重點實驗室每年將舉辦一次開放課題年度學術交流會，並不定期地組織相關領域的學術研討會。獲資助課題負責人有義務參加重點實驗室組織的上述學術交流活動。
6．獲資助開放課題，重點課題需在獲得資助起兩年內以空氣動力學國家重點實驗室為第一署名單位發表兩篇以上SCI或三篇以上EI/CPCI檢索論文（論文署名規則見附件2）；一般課題需在獲得資助起兩年內以空氣動力學國家重點實驗室為第一署名單位發表一篇以上SCI或兩篇以上EI/CPCI檢索論文並註明資助課題編號。沒有按合同完成論文發表要求的課題申請人，將暫停開放課題的申請資格。
7．獲資助聯合研究重點課題，需每年派遣至少1名項目組人員在空氣動力學重點實驗室工作2個月以上，進行技術交流、聯合研究和合作撰寫發表學術論文。
8．申請書內容不得涉密，保密審查由申請人所在單位自行負責。
9．開放課題申請受理截止日期為2019年11月15日。申請人須在11月15日前將申請書電子文檔及紙質申請書一式三份報送重點實驗室管理辦公室，紙質申請書應加蓋單位公章。申請書模版見附件3。
聯 系 人：
徐國亮（0816-2463163,18780471367）
向 靜（0816-2463179,15223460154）
郵 箱：public@skla.cardc.cn
空氣動力學國家重點實驗室
二零一九年十月十日
基本信息
課題編號
SKLA-20190101
課題類型
聯合研究重點課題
經費概算
30-50萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1
研究目標
由於邊界層轉捩、激波/邊界層幹擾、邊界層分離、葉尖洩漏、流道彎曲等因素影響，採用傳統湍流模型開展發動機壓氣機數值模擬往往會產生顯著的誤差。擬在典型壓氣機流動特徵和影響因素理論分析的基礎上，重點通過S-A模型和k-ω SST模型對彎曲流道流動和三維邊界層、離心力模擬的精度和誤差分析，開展湍流模型修正方法研究，發展修正的一方程、兩方程湍流模型，提高壓氣機流動數值模擬精度。
研究內容
（1）現有湍流模型的精度評估。評估一方程S-A模型和兩方程k-ω SST模型在典型彎曲管道流動、典型壓氣機葉柵端壁流動、典型壓氣機轉子流動計算中的精度，並分析網格密度的影響。
（2）誤差來源分析。分析流道曲率、三維邊界層、離心力作用帶來的計算誤差，確定一方程S-A模型和兩方程k-ω SST模型的主要誤差來源。
（3）湍流模型修正方法發展。提出一方程S-A模型、兩方程k-ω SST模型的修正方法，提高在典型彎曲管道流動、典型壓氣機葉柵端壁流動、典型壓氣機轉子流動中的計算精度，對比修正前後結果，並分析網格密度的影響。
考核指標
（1）針對一方程S-A模型、兩方程k-ω SST模型分別至少提出一種曲率修正方法、三維邊界層修正方法和離心力修正方法。
（2）針對典型彎曲管道（例如大S彎進氣道、U型管等）流動，修正後的模型比修正前的模型在壓力、速度分布等參數上的計算誤差降低10%以上。
（3）針對典型壓氣機平面葉柵端壁流動，修正後的湍流模型比修正前的模型計算得到的壓力損失、分離區長度等參數的計算誤差降低10%以上。
（4）針對典型的壓氣機轉子流動，修正後的湍流模型比修正前的模型計算得到的壓比、效率、流量誤差降低15%以上。
(5) 所有修正後的湍流模型計算量比修正前的模型增加不大於40%。
(6) 聯合發表三篇以上EI檢索文章或兩篇以上SCI檢索文章。
交付成果
研究報告，學術論文，算例測試報告等。
基本信息
課題編號
SKLA-20190102
課題類型
聯合研究重點課題
經費概算
30-50萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1
葉柵表面邊界層狀態與轉捩位置是刻畫葉柵流動機理、分析葉柵性能的重要依據。通過平面葉柵風洞試驗，準確獲得葉柵葉片表面流動特性和轉捩位置，是評估優化葉柵設計效果、驗證設計方法和CFD技術的重要手段，也是平面葉柵風洞試驗的重要測試內容。擬基於先進光學測試技術，發展平面葉柵風洞葉柵葉片表面邊界層轉捩位置測量方法，建立葉片表面流動特性的非接觸測量技術，在中國空氣動力研究與發展中心變密度平面葉柵風洞上完成相關技術的試驗驗證。
（1）平面葉柵邊界層轉捩位置PIV測量方法研究。包括平面葉柵風洞PIV測量方案設計、數據採集與處理方法、邊界層轉捩識別技術研究等，建立葉柵表面邊界層轉捩位置PIV測量技術。
（2）平面葉柵邊界層轉捩位置TSP測量方法研究。包括平面葉柵風洞TSP測量方案設計、圖像採集與處理方法、邊界層轉捩識別技術研究等，建立葉柵表面邊界層轉捩位置TSP測量技術。（3）葉片表面邊界層轉捩位置光學測量方法風洞試驗驗證。利用中國空氣動力研究與發展中心變密度平面葉柵風洞，分別開展不同進氣條件葉柵試驗件表面邊界層轉捩位置PIV與TSP測量，對課題建立的光學測量技術進行試驗驗證。
（2）轉捩位置測量（與表面熱膜測量結果）偏差不大於5%弦長。成果形式
研究報告，學術論文等。
基本信息
課題編號
SKLA-20190103
課題類型
聯合研究重點課題
經費概算
30-50萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1
研究目標
針對壓氣機內部複雜流動的高精度測量需求，開展高精度、寬工況穩態氣動探針研製、校準及測量應用研究，提升強速度梯度、強壓力梯度流場測量精度，實現端壁附面層和大分離區壓力與速度場的高精度測量，在中國空氣動力研究與發展中心相關設備上完成試驗驗證。
研究內容
（1）壓氣機端壁附面層流動氣動探針高精度測量技術研究。開展壓氣機端壁附面層方向探針研製、校準、實驗測量及數據處理方法研究，建立壓氣機葉排間端壁附面層壓力與速度的探針高精度測量技術。考核指標
（1）附面層方向探針：壓力測量誤差≤1%；氣流角測量誤差≤2°。成果形式
研究報告，學術論文等。
基本信息
課題編號
SKLA-20190201
課題類型
一般課題
經費概算
16-20萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1-2
研究目標
為降低高負荷低壓渦輪葉片吸力面流動分離，改進高負荷低壓渦輪設計水平，需要開展上遊尾跡形態對高負荷低壓渦輪流動影響機理研究，獲取不同折合頻率下尾跡形態的變化規律，掌握尾跡形態對葉片前緣剪切遮蔽條紋形成、發展的影響特點，以及對吸力面轉捩時機、轉捩尺度的影響機制。
研究內容
（1）折合頻率對尾跡形態發展過程影響研究。在典型高負荷（負荷係數Zw≥1.0）低壓渦輪葉柵通道中，研究不同折合頻率尾跡的拉伸、扭曲發展規律。
（2）尾跡形態（折合頻率、強度、入射角等特徵參數）對葉片前緣剪切遮蔽條紋的形成及發展影響研究。通過試驗跟蹤Klebanoff條紋的發展及其與附面層分離泡的相互作用，研究Klebanoff條紋對尾跡誘導轉捩的作用。
（3）尾跡形態對誘導轉捩的影響機理研究。分析不同特徵參數的尾跡與不同形式的附面層（層流分離、湍流分離）之間的相互作用機理，認識尾跡對誘導轉捩的影響機制，給出高負荷低壓渦輪葉型設計改進建議。
考核指標
（1）給出50000≤Rein≤200000範圍內不同折合頻率下（0.5~2.0）葉片尾跡形態變化規律。
（2）給出尾跡形態對葉片前緣剪切遮蔽條紋的形成及發展的影響規律。
（3）給出尾跡形態對吸力面轉捩時機、尺度的影響機制。
（4） 發表兩篇以上EI檢索文章或一篇以上SCI檢索文章。
成果形式
研究報告、學術論文等。
基本信息
課題編號
SKLA-20190202
課題類型
一般課題
經費概算
16-20萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1-2
研究目標
針對複雜進氣環境壓氣機穩定性評估需求，採用體積力方法發展壓氣機三維穩定性分析模型，建立進氣旋流與體積力關聯關係，改進壓氣機失穩判據，實現對渦以及正、反向集中渦對壓氣機穩定性影響分析，完成真實進氣旋流畸變對壓氣機穩定性影響評估。
研究內容
（1）進氣旋流與葉片體積力關聯關係研究。開展進氣旋流邊界與三維徹體力模型中的源項獲取方法以及進氣畸變形式（如單渦、多渦等）與體積力關聯規律的研究，建立壓氣機進氣旋流與葉片體積力關聯關係，給出旋流進氣畸變環境轉子和靜子葉片體積力三維分布。
（2）建立旋流進氣畸變壓氣機穩定邊界評估模型。基於體積力方法，建立能夠評估旋流進氣畸變影響的壓氣機穩定性三維分析模型，對現有的失穩判據進行改進，實現對渦與正、反向集中渦對壓氣機穩定邊界影響評估。
（3）完成真實進氣旋流畸變對壓氣機穩定性影響評估。基於大S彎進氣道出口真實旋流畸變，完成典型跨音風扇/壓氣機穩定性分析。
考核指標
（1）模型計算的典型跨音風扇/壓氣機穩定邊界誤差小於10%。（2）模型計算的典型跨音風扇/壓氣機的三維流場與採用三維非定常CFD方法所計算的時均壓力與時均速度分布特徵總體一致。（3）發表兩篇以上EI檢索文章或一篇以上SCI檢索文章。成果形式
研究報告、學術論文等。
基本信息
課題編號
SKLA-20190203
課題類型
一般課題
經費概算
16-30萬元/項
完成時間
2021年12月
所屬系統
所屬專題
航空發動機
發布單位
公開發布
擬資助課題數
1
研究目標
針對渦輪葉片肋壁和氣膜孔出流的耦合冷卻結構，開展肋壁-氣膜耦合冷卻流動換熱研究，進一步深入認識渦輪葉片內部及外部耦合冷卻機理，獲得肋壁內流冷卻通道與外部氣膜冷卻耦合作用下的流動冷卻特性，完成渦輪肋壁-氣膜耦合冷卻設計優化。
研究內容
（1）肋壁-氣膜冷卻結構流阻特性研究。開展肋壁-氣膜冷卻結構通道阻力特性的研究，分析不同冷卻結構布置方式（肋角度、肋高度等）對流阻特性的影響。
（2）肋壁-氣膜冷卻結構冷卻特性研究。開展肋壁-氣膜冷卻結構耦合冷卻特性，尤其是雙排孔或多排孔與肋壁之間的相互作用規律研究，分析不同冷卻結構布置方式、主流流量、冷卻氣流量等結構和氣動參數對肋壁-氣膜冷卻特性的影響，在此基礎上對比分析無肋壁-氣膜冷卻結構與帶肋壁-氣膜冷卻結構在渦輪葉片上的冷卻性能。
（3）肋壁-氣膜耦合冷卻設計優化。根據肋壁-氣膜耦合冷卻特性，開展高負荷渦輪肋壁-氣膜耦合冷卻設計優化，在中國空氣動力研究與發展中心相關設備上完成試驗驗證。
考核指標
（1）獲得帶肋壁-氣膜耦合流動和冷卻特性。
（2）完成高負荷渦輪肋壁-氣膜耦合冷卻設計優化。
（3）發表兩篇以上EI檢索文章或一篇以上SCI檢索文章。
交付成果
研究報告，學術論文等。
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