屏蔽式总温探针流动与换热分析

采用定常/非定常数值模拟方法研究了某屏蔽式总温探针的流动与换热特点,讨论了来流马赫数、进出口面积比对其稳态误差的影响,给出了不同条件下屏蔽式总温探针稳态误差的变化规律。结果表明,在来流马赫数0.5条件下,与仅考虑对流换热相比,导热与辐射使屏蔽罩表面最高温度降低约19K;气流在屏蔽室的头部和中部区域形成两个主要的涡区,其中中部的肾型涡尺度最大,是屏蔽室里的主控涡;在高来流马赫数条件下,速度误差和导热误差对进出口面积比的变化非常敏感,总误差随进出口面积比的增大而迅速增大;对于本文研究的探针,在Ma=0.6时,出口半径从1.5mm减小至0.5mm,探针总稳态误差将增大超过12K。     

高温气流温度传感器测温偏差关键影响因素分析

为建立航空发动机高温气流温度传感器的数学模型,并给出其典型推荐结构,对高温气流温度传感器在热校准风洞上进行校准,得到不同温度传感器在不同工况条件下的测温偏差,并针对屏蔽罩长径比、冷却介质量、偶丝材料、传感器结构、外壳冷却方式以及偶丝倾角等关键影响因素,对其影响机理进行分析,得到了温度传感器测温偏差的影响规律。结果表明,采用大长径比、单屏蔽、干烧式结构,增大偶丝倾角,采用低导热系数的偶丝材料、以及减少冷却介质量,均可减小温度传感器的测温偏差,当长径比≥5时,温度传感器在1300℃以下的相对测温偏差不超过2.2%。     

燃烧室出口测温热电偶几何参数的确定

建立和完善了燃烧室出口测温热电偶接点的换热模型 ,发展了热电偶测温辐射误差、导热误差的修正计算方法。在此基础上 ,分析了热电偶几何参数对辐射误差、导热误差的影响规律。结果表明 :热电偶接点大小、偶丝的粗细以及偶丝的长度等几何参数对辐射误差和导热误差具有显著影响 ,设计热电偶时可根据具体的使用环境对这些参数进行优化选取。     

然烧室出口测温热电偶几何参数的确定

建立和完善了燃烧室出口测温热电偶接点的换热模型,发展了热电偶测温辐射误差、导热误差的修正计算方法.在此基础上,分析了热电偶几何参数对辐射误差、导热误差的影响规律.结果表明:热电偶接点大小、偶丝的粗细以及偶丝的长度等几何参数对辐射误差和导热误差具有显著影响,设计热电偶时可根据具体的使用环境对这些参数进行优化选取.     

燃烧室出口测量热电偶几何参数的确定

建立和完善了燃烧室出口测温热电偶接点的换热模型,发展了热电偶测温辐射误差,导热误差的修正计算方法。在此基础上,分析了热电偶几何参数对辐射误差,导热误差的影响规律。结果表明：热电偶接点大小,偶丝的粗烟以及偶丝的长度等几何参数对辐射误差和导热误差具有显影响,设计热电偶时可根据具体的使用环境对这些参数进行优化选取。     

一种屏蔽式总温探头设计及其测量误差估计

在忽略辐射误差的情况下，使用流固耦合传热数值模拟的方法预测了一种总温探头在不同工况下的速度误差和导热误差。结果表明：在马赫数为0.2～0.6的范围内，导热误差都保持在较小值；总误差的90%以上由速度误差贡献；最大测量误差为1.13 K，比结构A、结构B、结构C以及结构D分别低了331.6%、119.4%、61.6%以及59.5%；速度误差和导热误差存在互相影响的关系，存在最优解可使总误差最小；适用于等温来流和马赫数大于0.5的高速非等温来流的总温测量。最后探讨了热电偶节点位置对测量精度的影响，节点在从设计点远离支持体的过程中，测量误差遵循着先增大后减小的变化规律。     

双模态冲压发动机燃烧性能初步研究

通过数值模拟和地面试验研究了当量比和注油分布对双模态冲压发动机燃烧性能的影响,结果表明：在隔离段入口马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1MPa的来流条件下,总当量比为0.6时,燃烧模态为双模态亚燃,热力喉道位置位于凹槽出口处;总当量比大于0.6时,发动机燃烧模态为亚燃,热力喉道位置相同,流场结构稳定.通过选取压力参考点的方法,发展了发动机推力快速分析方法,误差较小.     

航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.      

附面层吸入式进气道内流动损失特性

用数值仿真手段，对进气道内流总压损失采用逐段对比分析的方法，研究了附面层吸入式（BLI）进气道相对于常规S弯进气道的内流总压损失特性。结果表明：进气道出口马赫数不变，较低来流马赫数和较高来流马赫数工况下（方案对应马赫数0.3以下和马赫数0.6以上），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的大，差量达2.4%；中等来流马赫数工况下（本文方案对应马赫数0.3与马赫数0.6之间），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的略小，差量在0.3%以内；流动损失特性间的差异是由于BLI进气道进口前壁面与进口低能附面流改变了进口段流动特性、及在S弯管道内发展的综合作用结果。     

1种用于涡轮出口总温测量的新型热电偶设计

针对在测量某型燃气轮机涡轮出口截面的总温时出现的热电偶失效、使用寿命短的问题,对故障电偶进行了分解和能谱分析,发现故障是由偶丝氧化及碎裂的填充水泥的影响导致偶丝断裂造成的.结合涡轮出口的特定测量环境,研制了1种能够在高温氧化环境中长期可靠使用的总温测量热电偶.介绍了新型热电偶结构、感温元件以及采用的支杆填充方式,并对新型热电偶进行结构和精度分析.通过发动机考核试验,证明新型热电偶工作可靠,测量数据准确有效,可用于燃气涡轮发动机涡轮出口总温测量.     

Probe design for measuring total temperature of combustor outlet based on water cooling

To obtain the outlet temperature of combustor, a kind of high-temperature and water cooling thermocouple was designed. The main factors affecting the results of thermocouple measurement were analyzed after numerical simulation. Results showed that the high-temperature water cooling thermocouple can achieve high temperature measurement under the condition of 2400K. With the increase of the distance between the water cooling structure and the stagnation cover, the temperature measurement result was more accurate, and the increase in the area ratio of the inlet and outlet of the stagnation cover within a reasonable range can make the measurement results more accurate. The surface emissivity of the measuring point had a great influence on the radiation error. The pressure and flow rate of cooling water can be effectively reduced after adding zirconia coating onto the surface of the rake body.      

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

Helmholzt振荡腔对光滑圆管换热的强化实验

气流通过Helmholzt振荡腔产生脉动气流.实验固定振荡腔进出口直径和振荡腔直径, 在改变振荡腔腔长的情况下, 在圆管进口Re为22000到82000范围内对等热流加热条件下的圆管换热实验进行了研究.实验将脉动气流所产生的圆管换热效果与定常气流产生的换热效果进行对比.结果表明:气流流经Helmholzt振荡腔后对圆管换热有强化作用, 其强化作用主要集中在沿圆管轴向前10倍直径的长度上, 强化比约为1.1-1.9.随着距离增大换热强化比迅速减小.振荡腔腔长对换热效果有较强的影响.      

超声压气机叶型设计方法

在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。     

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。     

航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展

航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况，对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度，本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术，包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆，简要说明了三种测温技术的工作原理，归纳了国内外应用现状，总结了各自的优势与不足，并对其发展方向进行了展望。     

涡轮试验准则数对流场相似性的影响

基于某高压涡轮模型,以各叶片排出口的气流角和马赫数径向分布为流场相似的评价标准,通过数值模拟的方法分析对比了几种常用的涡轮试验准则数对流场相似的影响,为涡轮试验提供参考。结果表明:未考虑比热比和考虑比热比的物理转速值相差15%以内,且流场差异很小;进口温度为450K时,保证比热比、折合转速、膨胀比相等可以很好地保证流场相似,而保证折合转速、膨胀比相等和保证折合转速、折合功率相等时,2级动叶出口马赫数与设计点差异最大,平均相对差异接近6%;温度越高,流场的相似性越好,且保证折合转速 折合功率要优于保证折合转速 膨胀比的方法;若无法保证比热比,进口温度至少需要800K才能使各叶片排马赫数相似差异在2.5%以内。      

TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性

采用拓展中心线、不同的流通截面面积变化规律和倒圆半径变化规律对内并联型TBCC（turbine based combined cycle engine）进气道涡轮通道扩张段进行了设计.通过数值模拟的手段,对涡轮通道扩张段设计参数的影响规律和涡轮模态下涡轮通道扩张段的气动特性进行了研究,并利用高速风洞试验结果对数值模拟方法进行了验证.研究结果表明:中心线控制点纵坐标在1.50~2.25、涡轮通道扩张段出口等直段长度与出口直径比值在0.3~0.7的范围内取值时,涡轮通道扩张段可获得较高的出口总压恢复系数和较小的出口总压畸变指数;采用前急后缓的流通截面面积和倒圆半径变化规律能使涡轮通道扩张段获得较小的出口总压畸变指数;随着飞行马赫数的增加,进气道和涡轮通道扩张段的流量系数先不断减小,在飞行马赫数为0.9附近达到最小,之后又逐渐增加,涡轮通道扩张段出口总压恢复系数不断升高,在飞行马赫数为0.7附近达到最大,之后又逐渐降低;涡轮模态下,涡轮通道扩张段出口总压畸变指数均小于0.5,能很好地满足涡轮发动机对进口流场的要求.      

低于自起动马赫数时高超进气道的非定常流动特性

采用非定常数值仿真的方法研究了低于自起动马赫数时高超声速进气道的非定常流动特性.研究表明:低于进气道自起动马赫数时,进气道处于不起动状态,流场发生喉道壅塞性振荡现象,其流场振荡频率为250Hz.流场振荡主要发生在喉道之前,对其后流场影响相对较小,扰动信号由喉道以当地气流速度向下游传播.隔离段长度对喉道壅塞性流场振荡几乎没有影响.飞行马赫数较小时流场未出现振荡现象,当飞行马赫数靠近自起动马赫数时流场出现周期性振荡现象,并且随着飞行马赫数的增大,此类流场振荡趋于强烈;进气道压差阻力随着时间推进呈现周期性变化,振荡频率同样为250Hz.      

宽高比对二元高超声速进气道性能的影响

对相同迎风面积、不同宽高比的二元高超声速进气道在设计马赫数6.0和非设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟,研究了宽高比对进气道流场特征及性能参数的影响。结果表明,随着宽高比的增加,由于进气道长度和气流浸润面积的变化,内压段进口总压恢复系数、进气道流量系数和内部阻力系数逐渐降低;由于侧壁附近三维流动区域占整个流场的比例不同,当宽高比较小时,侧壁附近三维流动效应对进气道性能影响显著,进气道的总压恢复系数相对降低、增压比升高、温升比升高、出口马赫数降低,小宽高比进气道的低马赫数起动性能趋于恶化;设计马赫数下,宽高比的增加使二元高超声速进气道的反压承受能力降低。