直通式篦齿封严特性的数值分析和试验研究

封严篦齿是航空发动机空气系统中的重要流阻元件.本文采用RNG k-ε噌湍流模型对典型直通式篦齿的封严特性进行了数值计算分析,获得了不同压比和封严间隙下篦齿泄漏流动的速度场和压力场.并对真实尺寸直通式篦齿在转、静态下的封严特性进行了试验研究,重点研究了压比(1.08～2.50)、转速(0～10 000 r/min)、相对封严间隙s/b(1.5、2.0)对流量系数的影响和齿腔内部的压力分布.结果表明,流量系数随压比和相对封严间隙的增加而增大,随转速的增加而减小;在高转速和小压比条件下,旋转对流量系数影响显著.     

考虑间隙变化的旋转篦齿流动特性实验

对台阶型封严篦齿流动特性进行了实验研究。考虑齿顶间隙变化,研究了不同压比(1.1~1.6),不同转速(0~8 100r/min)对篦齿泄漏流量、流量系数、风阻温升的影响。通过测量转盘和静止机匣的径向变形来获得篦齿工作间隙。利用插值法保证间隙一定,研究了转速这一个单一变量对篦齿封严流动特性的影响。结果表明:随着压比增大,泄漏流量增大,流量系数增大,小压比(压比为1.3)时增长较快,齿顶间隙微弱降低,风阻温升减小。随着转速的增加,泄漏流量和流量系数降低,齿顶间隙减小,风阻温升增大。间隙一定时,转速增加有利于提高篦齿密封特性。     

旋转封严篦齿风阻温升的试验研究与数值分析

选取具有典型封严结构的真实尺寸台阶型封严篦齿,通过高速旋转条件下的风阻温升特性试验,进行了进出口压比(1.05~2.8)、封严间隙与齿尖厚度比(相对封严间隙)(2.4~4.0)、雷诺数(1900~28000)及转速(0~12000r/min)等参数对篦齿泄漏流风阻温升的影响研究.并基于试验条件,采用renormalization group(RNG)k-ε湍流模型,对同一篦齿的风阻温升特性进行了数值计算.结果表明:篦齿泄漏流温升随进出口压比、雷诺数、封严间隙与齿尖厚度比的增加而减小,但随转速的增加而增大.数值计算结果与试验数据吻合 良好,台阶型封严篦齿第1道和第2道封严齿内的风阻温升最为显著,前两道封严齿内的温升占总温升的60%. 根据试验结果,提出了计算台阶型篦齿泄漏流温升的经验公式,其计算结果与试验数据具有较好的符合性.      

高转速下台阶篦齿流动特性的实验与计算

对航空发动机压气机级间台阶篦齿封严进行了实验与计算研究。在不同压比(1.05~1.3)下,研究了转速(1.5~7.2kr/min)对篦齿的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响,并选取典型实验工况进行了数值模拟。研究表明实验结果与数值计算结果符合良好。随转速的增大,工作间隙减小,泄漏流量降低,两者最大降幅在40%左右;较小压比时流量系数微弱降低,较大压比时流量系数微弱增大。系统风阻温升随转速的增大而增大,且转速越大温升越快,最大温升为36K。另外,出口旋转盘腔同一径向位置的旋转比随转速的增大而增大,最大可达0.398;同一转速下,随出口旋转盘腔径向位置的增大,旋转比降低。     

转速对压气机级间篦齿封严影响的实验

对压气机级间篦齿封严进行了实验研究.不同压比下（1.05~1.3）,研究转速（1500~8100r/min）对压气机级间篦齿封严的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响.结果表明:随转速的增大,工作间隙减小,流量降低;小压比时流量系数降低,较大压比时流量系数变化微小.系统风阻温升随转速增大而增大,转速越大时,其温升越明显.另外,随转速的增大,出口盘腔同一径向位置的旋转比增大;同一转速下,随出口盘腔径向位置的增大,旋转比降低.      

入口旋流对旋转篦齿封严特性的影响研究

旋转因素对篦齿的封严特性具有重要的影响,数值研究了具有不同旋流比的入口气流对旋转直篦齿泄漏特性和风阻特性的影响。通过与试验数据对比,进行了湍流模型的选取和验证。在不同压比工况下,获得了不同入口气流旋流比对篦齿的泄漏特性、出口旋流和风阻温升的影响。结果表明:入口旋流比对泄漏系数影响较大,旋流比增加泄漏系数降低;不同入口旋流比对出口旋流的影响不同,甚至影响趋势相反;不同入口旋流条件下,风阻温升均随压比增大而减小;当压比大于1.3时,入口旋流比越大,风阻温升越小;当压比小于1.3时,风阻温升随入口旋流比增大而增高。最后,引入"有效总压"参数,它能够更准确指导分析入口旋流对篦齿泄漏流量影响。     

台阶篦齿与衬套轴向位置和转速对封严特性影响的实验

设计了上台阶和下台阶篦齿两组实验模型,研究了旋转和静止两种状态下篦齿进出口压比、篦齿与衬套轴向相对位置以及转速对封严特性的影响.结果表明:齿型结构尺寸相同时,上台阶篦齿和下台阶篦齿的封严特性相似,增加篦齿前后腔压比,台阶篦齿的泄漏系数增加;进口总压和总温一定时,齿间压力沿流动方向线性下降;台阶篦齿与台阶衬套的轴向相对位置的改变对台阶篦齿的泄漏量影响不大;低转速时旋转速度对台阶篦齿泄漏影响也不大.      

旋转状态下篦齿流量特性试验研究

篦齿是航空发动机中非常重要的密封流动单元。本文用试验方法研究了2齿和10齿直通型篦齿在旋转状态下的流量特性,获得了篦齿流量特性随进出口压比的变化关系,同时测量了不同转速下篦齿各齿间压力。结果表明:在低压比(<1.8)、低转速(<1 000 r/min)情况下,旋转对篦齿流量特性影响较小;但随着转速的升高,同一压比下,流量系数会降低,在转速2 500 r/min时,流量系数比静止状态时降低了约8%,齿间压力也有一定程度的下降。     

典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上，进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升，随相对密封间隙变大而降低；转速低于5000r/min时，旋转对篦齿流量系数影响不明显，高转速、小压比时，篦齿流量系数随转速的升高而降低，降幅超过301%；较小雷诺数下，篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低，雷诺数超过6000以后，篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显；气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小，通过最后一道齿的压力损失最大，通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据，修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式，修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。      

转动和旋流对压气机级间封严影响的数值研究

对压气机级间封严篦齿进行了流场数值模拟。基于文献实验数据,进行了湍流模型的验证。在稳态条件下获得了带有进出口旋转盘腔的篦齿泄漏特性、风阻温升特性和旋流特性,对比了系统特性和篦齿特性。研究了转速(3~12kr/min)和进口旋转比(0~0.4)对级间篦齿密封的流量系数、风阻温升和出口旋转比的影响。结果表明随着转速的增大,流量系数减小,风阻温升和出口旋转比增大;随着进口旋转比的增大,流量系数和风阻温升减小,出口旋转比增大。     

平行平板内连续布置肋块流场与传热的数值模拟

为了研究平行平板内连续布置8个肋块的流场结构和传热现象, 利用计算流体力学软件FLU-ENT6.2内置的标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型和Realizablek-ε湍流模型对此进行了数值模拟并对结果作了比较.流场结果显示在相同来流条件下, 由Realizablek-ε模型预测的肋块间逆时针方向回流区最大, 标准k-ε模型最小.数值结果表明从第2个肋块开始加热段表面压力系数Cp和努塞尔数Nu开始呈周期性变化.同时将第7个肋表面的努塞尔数数值解与实验值进行了比较, 结果为三种湍流模型都能准确模拟出努塞尔数的变化趋势.计算结果可为工程设计和使用提供参考.      

某涡轮导向叶片换热实验与计算

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport（SST）,k-ω,k-ε和renormalization group（RNG）k-ε四种湍流模型模拟了相同结构尺寸的叶栅通道内的流动与换热,并与实验结果进行对比.结果表明:压力面压力系数沿弧长方向逐渐下降,吸力面上压力系数先快速下降达到最小值后缓慢上升（出现逆压梯度）.叶栅通道和叶片表面附近气流流动结构的复杂性导致叶片表面传热系数分布较为复杂.4种湍流模型对压力系数和速比系数的计算结果相互差别不大,计算数据也比较接近实验值.关于叶片表面传热系数,SST模型计算结果分布规律与实验接近,而其他3种湍流模型都没有能模拟出吸力面边界层分离对换热的影响.      

应用各向异性湍流模型对气膜冷却的数值研究

应用引入各向异性系数的k-w湍流模型和标准k-ε模型,对平板气膜冷却经典实验进行了数值研究,分析了各向异性系数的引入对气膜孔下游流场与温度场的影响机理,探讨了该系数的适用性问题.研究表明:①展向各向异性系数的引入,增加了流体在展向的湍流脉动,强化了气膜冷气沿展向的扩散;②各向异性模型的计算结果在低吹风比(M=0.5)的工况下与实验值符合得较好;③各向异性系数在气膜脱离壁面与主流掺混的区域适用性较差.      

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。      

直通篦齿封严结构压损规律和临界特性的研究

采用数值分析和实验相结合的方法,研究了直通篦齿封严结构齿间压力分布规律和临界特性.结果表明:采用重整化群k-ω湍流模型,计算与实验吻合较好;篦齿前后腔压比达到临界压比时,最后一级篦齿齿尖处流动达到堵塞状态,进一步增加压比,临界截面向来流方向移动,且实际流通面积增加,进而泄漏量增加;沿流动方向各齿造成的压力损失相同,齿间压力线性下降,齿间压力与进口总压比值曲线斜率的大小与进口总压有关.      

封闭转静盘腔中紊流的数值模拟

对一个旋转盘腔的流场进行了数值计算研究。该盘腔由一个旋转盘,一个静止盘及静止的外围屏组成。在盘腔的核心区采用标准k-ε模型,在近壁区分别采用了两种低雷诺数紊流模型,即(1)单方程模型和(2)Launder-Sharma低雷诺数k-ε模型,并且在第二个模型中考虑了固体旋转引起的耗散率降低的修正。      

Sajben扩压器复杂流动中湍流模型的性能评估

用8个常用的湍流模型对Sajben扩压器中跨声速流动进行了数值模拟，评估了Spalart-Allmaras， 标准k-ε， RNG (re-normalization group) k-ε，realizable k-ε，标准k-ω，SST(shear stress transport) k-ω，v2-f，Reynolds stress共8个湍流模型对激波/湍流边界层相互作用的模拟预测能力.通过与实验数据比较发现:SST k-ω模型和v2-f模型比其他模型模拟的更准确，其中SST k-ω模型比v2-f更能准确地预测壁面压力，然而对于分离点、再附点以及分离区长度v2-f比SST k-ω预测得更准确.      

不同去旋角度进气共转盘腔内流动与换热研究

以带有去旋喷嘴的共转盘腔为研究对象,运用RNG k-ε湍流模型,分别对3种喷嘴角度（90°、60°、30°）的3维模型进行了数值计算,揭示了去旋角度对盘腔内气体切向速度、盘腔内压降和转盘表面换热的影响规律。研究结果表明：随着去旋角度的减小,盘腔内气体的切向速度减小,盘腔内压降减小,转盘表面的局部努赛尔数Nur增大。     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.