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《火箭推进》2015,(5)
发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。 相似文献
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多场环境下涡轮盘的强度与振动安全性仿真优化研究 总被引:2,自引:0,他引:2
涡轮盘作为发动机的关键部件,工作在高温、高负荷、高转速及大振动的环境中,由强度与振动问题引起的轮盘破坏是发动机的常见故障之一.本文采用气热固耦合的方法,对某发动机一级涡轮盘进行有限元结构与模态仿真,并采用相应的静强度与振动准则进行安全性分析.结果表明,轮盘中心孔处的静强度安全余量较小,且二节径、三节径耦合频率与工作频率的避开率小于10%,工作时存在共振危险.经过结构优化,将轮盘厚度增加25%,同时根部局部加厚,中心孔处应力水平显著降低,各节径耦合共振频率的避开率均大于20%,涡轮盘的安全性满足要求. 相似文献
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针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的预应力影响,计算了涡轮盘的模态,获得了涡轮盘固有频率和主振型;采用全环模型,计算了部分进气作用下涡轮盘的动态响应和动应力。在裂纹原因分析的基础上,对涡轮盘进行改型,在叶片顶部增加了围带,并对带围带涡轮盘进行了计算分析。结果表明:加围带后,涡轮盘叶片气流静应力下降了50■;气流力作用下的叶片动弯应力下降了65■;叶片之间以及叶片和轮盘之间耦合作用明显增强,涡轮盘固有振动模式发生转变,避免了叶片在共振频率附近发生的强迫振动;改型后显著降低了涡轮盘静应力及动弯应力,降低了出现裂纹的风险。 相似文献
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介绍了用于加工发动机涡轮盘叶片夹具的设计准则,并给出了采用矢量三角函数和VC软件计算夹具极限偏差的公式及其判别依据,采用该准则设计的夹具用于涡轮盘叶片加工,产品满足设计要求,并通过了发动机热试车考核。 相似文献
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为拓展某小型部分进气亚声速涡轮的应用能力,要求进一步提高其气动性能。使用Numeca商用计算流体力学软件建立了原型部分进气涡轮流道的全环域网格,进行了流场的粘性数值仿真,通过与相同叶型全周进气式涡轮的流场对比分析,揭示了部分进气式涡轮的流动机理和流动损失分布规律。在流场结构研究的基础上,对原型涡轮的动叶进行了改型优化,将动叶叶型由原来的纯冲击式叶型改为略带反力度的叶型,流场仿真结果表明涡轮效率提高了5个百分点。通过对改型前后2种部分进气式涡轮气动参数分布情况的对比分析,表明略带反力度的动叶叶型能有效减小部分进气式涡轮非进气扇区动叶通道内的回流损失,对提高涡轮性能有利,可为同类涡轮的气动设计提供参考。 相似文献
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涡轮盘结构模态特性及振动安全性是对其进行动力学设计的基础。首先,在模态试验的基础上,建立了准确的涡轮盘结构动力学模型;其次,开展多物理场作用下涡轮盘结构模态分析,研究轮盘工作时温度场、应力场及其耦合效应对模态特性的影响规律;最后,对轮盘振动安全性进行评价,给出其振动安全裕度。研究表明,离心力的旋转“刚化”作用使得模态频率升高,温度效应引起结构刚度减小使得频率降低,气动力引起结构“软化”使得频率下降;在力热综合作用下,对前6阶模态频率影响程度的大小顺序依次是转速、与温度相关的弹性模量、热应力及气动力,且气动力的影响可以忽略不计;力热载荷影响模态频率,但不影响模态振型;涡轮燃气激励起轮盘结构低阶节径模态行波耦合共振的可能性较小。 相似文献
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基于有限元-多层快速多级子方法(FEM MLFMM)提出天线罩力热电一体化分析方法,以平板为研究对象,验证一体化分析方法的准确性;以大尺度升力天线罩为研究对象,开展气动力和气动热载荷下结构的力-热-电一体化分析,评估力/热环境下结构的强度性能,并探究力/热载荷对结构电磁透波性能的影响规律。研究结果表明:提出的一体化分析方法具有较好的分析精度;在气动力载荷下,天线罩透波性能下降,下降幅值随着气动力载荷的增大而增大;高温引起的材料电磁参数变化对天线罩透波性能有较大影响;在天线罩结构设计阶段,需要充分考虑气动热和气动力载荷对其电磁性能的影响。 相似文献
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考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。 相似文献
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GH4586合金涡轮盘是新一代液体火箭发动机的核心部件之一,服役环境极其恶劣,提高涡轮盘模锻件微观组织均匀性有益于提高产品力学性能的稳定性和可靠性。通过热压缩试验,研究了变形温度、应变对GH4586合金微观组织和再结晶行为的影响,得到了GH4586合金热成形工艺参数范围;结合有限元仿真和模锻成形试验,分析了不同预制坯形状对涡轮盘模锻件应变分布和组织均匀性的影响,采用从边缘到中心梯度升高的双陀螺形预制坯形状、在1060℃条件下进行模锻成形,可以获得组织均匀的涡轮盘模锻件,心部晶粒度等级达到6~7级,盘部R/2处和边缘处晶粒度等级7~8级;室温、低温和高温力学性能均满足标准要求,特别是-196℃时延伸率和600℃时抗拉强度相较原工艺方案分别提高了37%和12%。 相似文献
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为满足膨胀循环液体火箭发动机高性能和高可靠的研制要求,在氢涡轮泵方案的选择上采用了径流式氢涡轮方案。通过一维热力和三维结构设计,初步验证了径流式氢涡轮应用可行性。借助于CFD分析软件,完成了该涡轮设计工况全三维粘性数值模拟,证明性能满足指标要求。通过强度优化设计和轴向力平衡两方面研究,突破了涡轮泵应用的两大技术难点。结合该涡轮介质试验及发动机热试车考核情况,得出径流式涡轮能够应用于膨胀循环发动机氢涡轮泵的结论。 相似文献
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利用商业计算流体力学软件Numeca对某冲击式涡轮在不同工况下的内流场进行了定常流动数值模拟,分析了涡轮的气动参数、流量及效率等的变化规律。分析表明,冲击式涡轮内部流场非常复杂,涡轮静子出口马赫数较高,相应的激波损失较大,从而涡轮转子的激波损失也较大,造成气流在靠近尾缘部分分离严重,这是冲击式涡轮追求低出口速度低反力度造成的。计算表明,模拟计算结果与试验结果较为吻合。 相似文献
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高超声速飞行器材料与结构气动热环境模拟方法及试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章介绍了自行研制的石英灯红外辐射式气动加热试验模拟系统以及使用该系统对高超声速飞行器材料与结构进行的高温热评价试验。本热试验系统可实现升温速率高至200 ℃/s的非线性热冲击过程的动态模拟;能够生成1.8 MW/m2热流密度的瞬态非线性热试验模拟环境;能将试验环境温度提高到1 500 ℃。在该热试验系统上完成了如下试验研究: 1)金属蜂窝板结构在高温950 ℃非线性热环境下的隔热性能评价试验和数值模拟;2)对SiC/SiC复合材料试件在1 300~1 500 ℃下的隔热性能评价试验;3)采用轴向非分段加热试验方式对圆柱型壳体结构(长2.1 m)内壁进行高温热环境试验。本试验系统在可控的非线性温升速率、高温高热流密度变化过程的动态模拟、热试验环境模拟的准确性以及非接触式全场高温变形测量等方面的研究成果达到了国际先进水平。 相似文献