地面燃气轮机单管燃烧室流量分配试验

对设计的100kW地面燃气轮机单管燃烧室空气流量分配进行了试验研究。在常压环境下采用堵孔法分别得到了旋流器、主燃孔和掺混孔的流量特性曲线,分析得到燃烧室不同结构的流量系数;试验研究了不同进口流量条件下燃烧室的流量分配,测量得到了燃烧室总压损失。研究发现:随着进口空气流量的增加,燃烧室的流量分配比例基本保持稳定,并且与燃烧室的设计空气比例基本吻合;随着燃烧室进口流量（雷诺数）的增加,旋流器、主燃孔和掺混孔的流量系数呈线性降低;随着进口流量（雷诺数）的增加,燃烧室总压损失逐渐增大;对主燃孔和掺混孔的流量特性测量中,两种测量方法得到的试验结果稍有差别,总体上看两种测量方法的试验结果较为接近。通过对比分析证明两种试验测量方法真实可靠,该研究结果可为100kW地面燃气轮机燃烧室的设计与优化提供依据。      

燃烧室空气流量分配试验方法模拟分析与优化

为了明确当前燃烧室流量分配试验采用的堵孔法的合理性,按照某单管燃烧室流量分配试验的实际流程进行数值模拟,分析了试验本身存在的方法误差和根源,据此提出了采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的优化试验方法,并进行了数值模拟验证。结果表明:采用堵孔法进行流量分配的测定存在一定的方法误差,该方法对火焰筒头部的测定影响较小,而对主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测定影响相对较大,主要原因在于未同时考虑被测孔排及其下游孔排的过流条件;采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的方式进行流量分配测量,能够大幅度降火焰筒上主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测量误差,降低幅度分别达到约6%、12%和9%,效果明显;试验方法优化前后,火焰筒上各孔排进出口截面的静压差的改变是试验方法误差一直存在的根本原因,但方法优化后这个压差的变化量及对测量结果的影响较优化前都更小。      

燃气轮机燃烧室网络式流量分配设计

采用一维网络式方法对某型燃烧室进行流量分配设计,并作三维数值模拟验证。网络式方法将燃烧室分割为若干个独立的单元,各单元互相关联构成整体网络。整体网络通过压力关系式求解,得到各元件压力损失、质量流量等性能参数。对某型燃烧室结构进行网络化建模并作优化设计,目标包括:1各排主燃孔及气膜冷却孔流量分配;2燃烧室进出口压降4.2%。对优化后的燃烧室结构作三维数值模拟并与一维网络优化结果对比验证。结果显示:二者吻合很好,各排孔的流量分配以及燃烧室总压损失目标均实现良好,显示一维网络方法在燃烧室复杂结构设计中的精确性和可靠性。     

流量分配对涡轮叶片内通道压力分布特性影响的实验研究

为掌握某型涡轮叶片内流通道不同出流位置的流量分配比例对该通道压力系数分布的影响规律.对该通道进行合理简化并根据相似原理,采用几何放大模型,在通道进口雷诺数Re=2.7×10^4～3.4×10^4的条件下,研究出流孔一、出流孔二及出流孔三5种不同流量分配情况的通道压力系数分布,结果表明：三处出流位置流量分配的变化对第一通道压力系数的影响并不明显,而对第二和第三通道的压力系数有明显影响;减小出流孔一、出流孔三流量分配比例以及增加出流孔二的流量分配比例会使通道压力系数整体较低;增加出流孔三流量分配比例使第三通道压力系数整体较高且沿流程下降趋势缓和.     

燃烧室进口流场对流量分配和总压损失的影响

本论述了短粗式突扩环形燃烧室进口流场畸变对燃烧室流量分配和总压损失的影响，研究结果表明：进口流场畸变对三股流分配比例的影响较小，随进口马赫数M2的增加，外，内环流量比G外／G内对进口流场变化的敏感性逐渐减小，最后G外／G内趋于一个恒定值，总压损失和流阻系数均随进口马赫数的增加而增加，当M2达到一定值后，流阻系数趋于一个定值，总压损失和流阻系数均比普通燃烧室大。     

驻涡燃烧室掺混孔对流量分配及燃烧性能的影响

数值模拟了三种不同掺混孔面积对二元模型驻涡燃烧室试验器流量分配的影响,并在进口马赫数约为0.3、进口温度约为540 K工况条件下,分别对其进行了试验研究,对比分析了它们的总压损失、贫熄边界和燃烧效率.研究表明:掺混孔面积对流量分配影响较大,在本试验条件下,掺混孔面积较大的驻涡燃烧室试验器的燃烧性能优于其余两种.      

燃烧室流量分配计算方法适用性研究

为考察有效面积法、流阻法在燃烧室流量分配设计中的适用性,分别采用2种方法完成了某环形燃烧室流量分配计算,并采用数值模拟的方法进行了对比分析,以试验手段验证了其可靠性。结果表明:有效面积法及流阻法理论计算简化条件基本可以得到满足,计算精度相当。采用有效面积法得到主燃孔进气量为32.54%,低于实际值3.12%,得到掺混孔进气量为20.43%,高于实际值0.3%;采用流阻法得到主燃孔进气量为35.11%,低于实际值0.55%,得到掺混孔进气量为17.32%,低于实际值2.81%。2种方法大孔总进气量均低于实际值约3%。数值模拟结果与试验结果吻合较好,可用于燃烧室流量分配的精确计算。     

航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5．7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。     

可变几何径向涡流器流量特性及流量系数的试验研究

可变几何燃烧室是解决高温升、大热负荷燃烧室设计的关键技术之一。本文研究了可变几何径向涡流器在不同开度条件下的流量特性及流量系数变化规律。实验表明,采用这一技术可以在较大的范围内调节控制燃烧区和头部的当量比,以适应高温升、大热负荷燃烧室在广阔工作范围内保证燃烧室具有良好性能的需要。     

加力燃烧室冷却系统流量分配计算与分析

介绍一种基于分叉管流的加力燃烧室冷却系统流量分配的计算与分析方法,对优化加力燃烧室冷却系统的流量分配进行分析研究。该计算分析方法简单实用,并已经过了试验的验证。     

氢氧发动机气液同轴式喷嘴流量特性研究

从实验和理论两个方面对氢氧发动机气液同轴式喷嘴的流量特性进行了研究。通过冷流实验测量了具有不同喷嘴缩进比的气液同轴式喷嘴流量随气液喷注压降的变化规律，考察了喷嘴内气液相互作用对喷嘴流量特性的影响，结果表明，气液相互作用对喷嘴气液流量都有一定影响，并且喷嘴缩进比愈大，影响也愈大。同时还提出了一个简化的气液同轴式喷嘴流量计算模型。理论与实验结果的比较证明了模型的合理性和可用性     

基于PIV技术流动调整器性能试验研究

管内流态畸变对压差式流量计的测量精度有较大影响。在流量计的上游安装流动调整器,可以达到改善甚至消除流态畸变、提高测量精度的目的。为了研究流动调整器的整流效果及性能,选取竖直双弯头(90°布置)和半开阀门(50%开度)两种涡发生器来产生流态畸变,采用PIV测速技术,对管束式流动调整器、AMCA调整器和Zanker流动调整器三种流动调整器的整流效果进行实验研究。研究结果表明,相较于无流动调整器情况,三种流动调整器均能明显起到改善流态畸变的作用。其中管束式流动调整器和AMCA调整器可以有效地消除径向速度波动和漩涡流动,而Zanker流动调整器消除速度不对称分布的能力最强,同时带来的压力损失也最大。     

S弯进气道中自动定位叶片对气流流动影响的研究

对Ｓ弯扩压管道内安置自动定位叶片后的气流流动特性进行了实验研究。结果表明，位于模型进气口处的可转动叶片在气流作用下能有两个自动稳定的位置。如果忽略可转动叶片转动轴的摩擦力矩，当叶片处在这两个自动稳定位置时，气流对叶片的合作用力矩为零。研究结果还进一步表明，自动定位叶片对Ｓ弯进气道出口压力场与速度场起着重要作用。本研究为以后如何采取叶片技术抑制Ｓ弯进气道出口的旋流流动，以及模拟旋流流动提供了重要技术基础。     

发动机进口畸变模拟网机理研究

介绍了模拟网工作机理的数学模型，对有关金属丝网的阻力特性作了较详细的研究。初步模拟试验表明：用该理论设计的模拟网用于简单图谱模拟时，能达到要求的模拟精度；用于某型进气道图谱模拟时，除个别点外，畸变元的模拟误差也在要求的范围内。文中还介绍了模拟网的设计计算和试验调节方法，编写了合理的计算机程序。     

新型畸变流场模拟装置

阐明了发动机进口畸变流场模拟方面技术革新的重要性与迫切性，提出一种新型畸变流场模拟装置，给出了它的设计思想、原理结构、工作特点，试验结果。     

座舱供气喷管计算

利用理论计算方法,对喷管在不同压力下的流量进行计算,得到喷管的流量—阻力特性曲线,并与试验曲线进行对比,验证了理论计算的准确性。该方法可以用来进行环控系统座舱供气喷管设计。     

幂律型凝胶推进剂管路中的流动特性

为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14 mm,长度0.5~2.0 m的一组直圆管和直径6 mm,弯角20°~90,°弯曲半径比1~5的一组弯管,在1~30 m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50°,收缩比3~1.5的收缩和扩张管,在流速1~30m/s的范围内,用模拟液进行了仿真。结果表明,其它条件相同时,管长、弯角、流速和收缩比增加,流动损失增加;凝胶推进剂在管路中呈"柱塞"形流动,其特性取决于流速、流变指数和稠度系数;管壁附近的剪切速率最大,表观粘度最小;弯管内侧剪切速率小于外侧剪切速率;收缩型截面中,剪切速率逐步增大,粘度逐步降低;突缩和突扩截面存在低速回流区。     

低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟

发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低,其损失显著增大、效率显著降低。应用实验分析与数值模拟相结合的方法,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律,数值计算是基于Jame son中心差分和Runge Kutta时间推进的N S方程计算的有限体积方法。研究表明,随着雷诺数降低,涡轮叶栅流动损失增大,当雷诺数小于42000之后,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离,这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。     

涡轮叶片尾缘扰流柱通道流动换热计算

为了深入研究涡轮叶片尾缘扰流柱区域流动的工程计算方法,用开发的基于流体网络计算的一维工程算法,对工作叶片尾缘扰流柱通道进行了计算,并与实验结果进行了对比。计算结果表明:工程计算得出的弦向出流量分布、压力分布从规律和数值上与实验结果都吻合较好,工程算法能够比较准确地计算出扰流柱通道的流动;扰流柱区的气体流动方向基本为弦向,但也存在着一定的径向流动,所以有必要在流体网络计算中设置表示径向流动的流路。     

固体火箭发动机统一内流流场(一维)的分析方法

本文对固体火箭发动机燃烧室、喷管内的流场进行了统一处理.给出了考虑变截面、有摩擦、加质量、传热、非定常的一维气-固两相流动偏微分方程组.推导出的统一计算方程组可以同时获得发动机燃烧室内孔燃烧流场和喷管流场,即发动机整个内流流场;可用于定常或非定常的纯气相以及气-固两相流流场的计算.通过算例,证明计算与试验结果是十分吻合的.