某型超音速冲击式氧涡轮叶型气动优化

使用NUMECA软件对某型超音速两级冲击式涡轮进行了全三维定常湍流流场计算,分析了计算结果。以此为基础,通过修改叶型得到性能较高的涡轮叶型设计,并对比了优化前后涡轮内部流场。以三维计算结果为基础,分析涡轮内部流动损失,在保证氧涡轮原有机械结构不做大的改变、输入条件不变的情况下,对涡轮叶型进行优化研究。以叶型参数为变量,以总静效率(在总总效率的基础上考虑余速损失而得)为目标函数,通过反复修改各个叶型参数,然后对每次修改过的叶片进行三维计算,通过比较涡轮总静效率大小判断叶型优劣。通过优化,获得了效率更高、做功能力更强的涡轮叶型。研究成果对工程研制有一定的指导意义,总结的涡轮气动设计及优化方法,对涡轮的设计具有借鉴作用。     

局部进气冲击式压力级涡轮设计优化研究

依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。     

对航天飞机主发动机高压燃料涡轮试件进出口径向和周向流动的测试研究

在液体火箭发动机涡轮的热试过程中,由于工作条件极端恶劣,要进行细致的流场测量是不可能的。但是,这些测量参数对于了解涡轮中复杂的流动又非常重要。马歇尔太空飞行中心(MSFC)采用全尺寸的发动机涡轮在等效的空气条件下进行了流场参数测量,用三孔眼睛蛇型探头、热膜探头和激光多普勒速度仪测量了航天飞机主发动机高压燃料涡轮进出口气流的速度分布、湍流强度以及附面层厚度,并用这些参数来完善计算流体力学的分析模型,进一步提高涡轮设计水平。本文还根据设计工况的一例试验结果对所使用的设备和测量方法进行了评述。     

大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计

基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点，欲设计效率水平高的航天反力式涡轮。因涡轮进出口压力均很高，而膨胀比小、载荷系数大，为保证较高的涡轮效率水平，对涡轮气动设计方法进行了优化。在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条件下，以AMDC／KQ涡轮叶栅损失模型为基础，依据涡轮中径的一维气动计算，对涡轮子午通道、叶栅通道及叶栅造型几组参数组合分别进行了气动设计的优化，研究了涡轮中径、叶高、叶栅稠度、导动叶喉宽匹配及动叶进口构造角对涡轮效率的影响，实现了涡轮效率水平最高。     

上面级发动机小功率冲击式涡轮性能试验研究

设计了一种适用于小功率冲击式涡轮性能试验方案,该方案由燃气路和水路组成,通过酒精发生器获取高温高压空气驱动涡轮转动,泵为水介质增压作为负载进行涡轮性能试验,保证了试验涡轮状态与真实产品状态的一致性.以涡轮相似换算准则为基础在试验系统能力允许的范围内设计试验工况.本涡轮性能试验方案利用泵水力性能核算涡轮输出功,根据实测的涡轮压力、温度等参数,最终获得涡轮效率随涡轮速比变化的性能曲线.通过设计考台试验件及考验方法,确保试验系统参数测量的稳定可靠.经某上面级发动机涡轮泵作为试验对象验证,采用该试验方案可以获取涡轮效率.同时3件试验涡轮转子的性能试验结果对比表明该上面级发动机涡轮转子性能一致.     

火箭发动机涡轮泵集成设计系统

针对火箭高密度发射常态化现状,结合发动机设计自身特点,从提高效率、标准化和可靠性等出发,建立了发动机数字化集成设计系统。该系统通过对涡轮泵设计分析模型和应用进行封装,对设计方法、程序、参数及软件进行封装,实现了设计全流程数字化、模块化及流程化。通过详述涡轮泵设计流程的设计过程,实现了高集成化、模块化、多学科、高效及可靠的集成设计平台系统。     

涡轮叶型冷热态转换在液体火箭发动机中的应用

闭式循环液体火箭发动机涡轮叶片载荷大,温度分布复杂,叶片变形对气动参数影响显著。在以往的液体火箭发动机涡轮设计中,一般将设计出的叶片直接进行加工,而不考虑工作变形的影响。提出了一种叶片冷热态转换的方法,并以某发动机主涡轮为研究对象,首先通过气热固耦合仿真对比叶片变形对气动性能的影响,变形后的涡轮效率、流量、轴向力等参数均发生了显著变化,然后通过修正迭代对该叶片进行变形补偿,将热态工作叶片转化为冷态加工叶片。结果表明,该方法可以使叶型的气动参数得到精确控制,可开展工程应用。     

基于UG/GRIP的叶轮轴面流道的计算机辅助设计

运用UG/GRIP技术对叶轮的轴面流道进行参数化造型及校核,获得了一种先进的叶轮轴面流道参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的工作特性。同时可采用交互方式对叶轮设计参数进行修改,增强了叶轮计算机辅助设计系统的交互设计能力,有利于提高叶轮的设计质量。该方法不仅适用于泵的叶轮,对于涡轮及压气机的叶轮等也同样适用。     

液体火箭发动机涡轮火药燃气供应系统性能研究

采用变燃面装药固体火箭发动机的“瞬时压强平衡法”和流量平衡的关系式,较准确地对涡轮喷嘴前火药燃气性能进行了计算,得到了涡轮喷嘴前火药燃气性能的各种参数,这些参数有助于对涡轮起动性能和发动机加速性的研究。     

小型部分进气亚声速涡轮流动损失研究及优化

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。     

超音速复速级涡轮的气动设计改进

采用数值模拟方法对某液体火箭发动机超音速复速级涡轮进行了流场分析。根据分析结果对两列动叶的叶型进行了改进设计：第一列动叶栅的改进采用自由旋流法,通过等通道的叶栅流道设计,减弱了激波对附面层的干扰,有效抑制了流道内的流动分离;第二列动叶栅的改进采用参数化叶片造型法,型线用具有局部修改能力和保凸性较好的Bezier曲线表示,通过减小入口攻角降低了分离损失。数值模拟结果表明,改进后的复速级涡轮内部流动特性改善显著,分离损失明显减小,效率提高了5％以上。     

基于UG/Grip的低比转速离心泵叶轮数字化造型原理

运用UG/Grip技术对低比转速叶轮进行三维造型设计,获得了一种先进的低比转速叶轮参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的水力特性和机械特性。同时可采用交互方式对叶轮设计参数进行修改,增强了叶轮计算机辅助设计系统的交互设计能力,有利于提高叶轮设计质量。     

固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。     

燃机的燃料系统设计

某型燃机是由航空发动机改进而成的,其设计及应用拓宽了航空发动机的使用范围,开辟了新的市场空间。燃机的主要设计思想是保持航空发动机总体布局不变,只对局部做了较大改进,这样不仅降低燃机的研制成本,缩短燃机的研制周期,而且能及时满足市场需求。燃机使用的燃料为天然气,因此设计了燃机的燃气系统,并对主燃烧室进行了改制,以适应燃气系统的装配。     

燃机的燃料系统设计

某型燃机是由航空发动机改进而成的,其设计及应用拓宽了航空发动机的使用范围,开辟了新的市场空间。燃机的主要设计思想是保持航空发动机总体布局不变,只对局部做了较大改进,这样不仅降低燃机的研制成本,缩短燃机的研制周期,而且能及时满足市场需求。燃机使用的燃料为天然气,因此设计了燃机的燃气系统,并对主燃烧室进行了改制,以适应燃气...     

固体火箭发动机交互式可视化优化设计与分析

为提高固体火箭发动机优化设计和结果分析的效率,提出了一种交互式可视化优化设计与分析方法。以某大型固体火箭发动机设计为例,说明其在固体火箭发动机优化设计和参数敏感性分析中的应用。研究表明,这种方法可使设计人员快速、直观地得到符合总体要求的多组设计方案,简单、有效地进行参数敏感性分析,符合设计人员思维习惯,适合在工程中推广。     

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。