亚声速部分进气涡轮数值模拟及优化设计

基于SST湍流模型,通过求解雷诺平均的Navier-Stokes方程组,对某亚声速、部分进气形式涡轮全流场进行三维粘性定常仿真计算。共计算了4种模型,分别包含不同的损失通道,获取了涡轮部件各通道的具体损失量值。计算结果表明:原涡轮叶片通道损失、泄漏损失、部分进气损失基本处于较低水平。涡轮进排气结构性能差,内部流动混乱,存在大量分离涡,对涡轮效率影响很大,具有较大提升空间。通过涡轮进气和排气结构的优化改进,采用切向进气和切向排气的变截面蜗壳形式结构,三维仿真结果表明:优化后涡轮部件效率从0. 675提高至0. 706,增加了4. 59%,且涡轮轴向尺寸大幅度缩减。     

动叶顶部间隙结构对涡轮性能影响的数值分析

富氧燃气中工作的涡轮动叶顶部间隙较大,导致泄漏损失很大。通过对四种不同动叶顶部结构的涡轮级进行流场数值模拟,比较了其对涡轮性能、流场的影响。结果表明,动叶顶部围带与壳体迷宫结构的泄漏量最小,因而效率损失最小。     

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。     

大叶顶间隙高效率火箭发动机涡轮设计

补燃循环液体火箭发动机富氧燃气涡轮叶顶间隙大的特点,导致损失很大.为了提高效率,设计中采取了低的级反力度(0.12)、小的静叶出口气流角(13°)、静叶弯曲15°以及加迷宫围带结构等措施.涡轮的空气试验表明,设计点涡轮效率达83%.     

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。     

火箭发动机部分进气涡轮设计与流动分析

根据某型液体火箭发动机总体性能及结构要求,采用一维方法设计了部分进气、圆锥形喷嘴、单级超声速冲击式涡轮。基于求解雷诺平均的Navier-Stokes方程组,对涡轮内部流场进行全三维粘性定常仿真计算及分析,并研究了不同转子叶栅通道面积变化方式对涡轮性能的影响。结果表明:部分进气涡轮内部流动流线不规则、存在较多漩涡流动、转子叶栅激波复杂、叶片通道内分离较为严重;喷嘴通道和转子叶栅通道内总压损失均在20%以上,其中转子叶栅通道损失更大;不同转子叶栅通道面积的变化方式对涡轮总体性能影响基本不大,但收缩-扩张型通道可降低流速,缓解气流分离,对降低叶片温差应力有一定帮助。     

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。     

高压液氧涡轮泵孔型/蜂窝阻尼密封的设计

针对某型火箭发动机高压液氧涡轮泵离心轮的前、后凸肩动密封,采用孔型/蜂窝阻尼密封代替原始迷宫密封方案,并对密封结构参数进行优化设计,旨在减小泵内动静间隙泄漏,提高泵容积效率。采用经水工质孔型密封泄漏量实验数据验证的,基于k-ε湍流模型和三维定常Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程的液体孔型密封泄漏量数值计算方法,研究了孔深、孔径对液氧孔型阻尼密封、蜂窝阻尼密封泄漏特性的影响规律,并与迷宫密封的封严性能进行了比较。计算分析了孔径在0.3~2.0 mm范围内、孔深在0.1~2.0 mm范围内连续变化时孔型阻尼密封的泄漏量。结果表明:相同孔径和孔深下,孔型阻尼密封和蜂窝阻尼密封具有相近的封严性能,均优于迷宫密封;有限的密封轴向长度下,液氧孔型/蜂窝阻尼密封泄漏量随孔径的增大(轴向孔数目减小)先减小后增大,孔型/蜂窝阻尼密封最佳孔径为1.4 mm;不同孔径下,液氧孔型/蜂窝密封均存在最佳深径比0.5,泄漏量达到最小值;相比于原始迷宫密封方案,优化设计的孔型/蜂窝阻尼密封使液氧涡轮泵离心轮前、后凸肩动密封泄漏量分别减小了约19%和21%。     

半开式离心泵叶顶间隙对泵性能稳定性的影响

为提高火箭发动机涡轮泵性能稳定性,应用边界层理论进行了半开式离心泵叶顶间隙流动特性研究,利用边界层动量积分方程对叶顶间隙内边界层厚度进行求解,并开展了不同叶顶间隙泵性能试验及流场数值模拟研究.结果表明,当叶顶间隙值等于间隙内边界层厚度值时,间隙泄漏涡不再增强,可获得稳定的泵性能;当叶顶间隙过大,会使泵容积效率降低,导致泵性能急剧下降.该理论方法可作为设计过程确定半开式离心泵叶顶间隙的重要参考.     

某型液体火箭发动机部分进气涡轮盘振动分析及改型设计

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。     

带凹槽结构的涡轮泵平衡活塞工作特性分析

在涡轮泵中设计平衡活塞结构是用来平衡轴向力的重要方法之一,平衡活塞通过调节涡轮泵叶轮和壳体间隙的压力分布降低轴向力大小,而在平衡活塞内增设凹槽结构则可以更好地平衡轴向力、扩大平衡轴向力的工作范围。针对凹槽结构的工作特性研究问题,建立了带不同凹槽结构的平衡活塞后泄漏流道数值仿真模型,并根据仿真结果对平衡活塞后泄漏流道内的...     

关键间隙对泵性能影响的研究

在泵的设计中,间隙的尺寸控制向来都是一个难题,过大会损害泵的性能,过小则有发生碰磨的可能。针对关键间隙对泵性能影响的问题,利用ANSYS CFX软件,采用高精度六面体网格,应用SST、湍流模型和Rayleigh-Plesset汽蚀模型,对具有不同间隙的某型氧化剂泵进行了流场仿真,获得了间隙对泵水力性能和抗汽蚀性能的影响规律,并且从压力分布、气相份额分布和速度场等方面分析了产生这种影响的原因。结果表明:浮动环间隙越小,泵效率越高;诱导轮叶顶间隙越小,泵的抗汽蚀性能越高。泵的抗汽蚀性能随诱导轮叶顶间隙减小而提高的原因在于:叶顶回流强度减弱导致能量损失减少,离心轮入口静压升高。     

涡轮叶片U型冷却通道旋转流动特性模拟

为了研究发动机涡轮叶片U型通道在旋转条件下的流动特性,采用 Fluent 中双精度速度压力耦合求解器的简单算法,湍流模型采用k-ω SST模型,压力动量项和密度项用二阶迎风差分格式数值计算,能量项用快速格式计算,建立了旋转条件下涡轮叶片U型通道内的数值模拟方法,分析对比了静止条件下和旋转条件下U型通道内的流动特性。结果...     

立式捏合机桨叶结构参数对混合釜流场影响的仿真分析

为揭示立式捏合机桨叶几何结构参数与混合釜流场之间的关系,以1 L两桨立式捏合机为研究对象,采用计算流体力学ANSYS Fluent 14.5软件对立式捏合机进行了三维模型仿真研究,分析了桨叶结构参数(桨桨间隙、桨叶螺旋角)的改变对混合物料挤压应力和剪切应力的影响。结果表明,增大桨桨间隙可减小桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨螺旋角分别为40°、45°、50°,桨桨间隙由1.0 mm增加到3.0 mm,挤压应力、剪切应力分别平均减小了82.4%、57.23%;增大桨叶螺旋角可增大桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨间隙分别为1.0、2.0 mm,桨叶螺旋角由35°增加到55°,挤压应力、剪切应力分别平均增加了92.8%、55.7%。     

涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验应力温度场模拟仿真

针对传统热冲击试验中大梯度热环境模拟难以实现的问题,采用虚拟试验技术,对基于石英灯辐射加热方式实现叶片热冲击疲劳特性试验的热环境进行模拟。以航空发动机涡轮叶片目标温度场分布为基准,模拟单纯石英灯辐射加热以及石英灯辐射结合内膜气流冷却这2种热环境状态。模拟结果表明:在辐射加热的同时引入内膜气流冷却后,模拟温度场与目标温度场分布更为接近,能够准确模拟涡轮叶片结构上沿厚度和叶弦方向的温度梯度以及结构内的热应力,从而保证热冲击疲劳试验方法的有效性。     

基于Optimus的涡轮气动优化设计

针对涡轮在理论设计和实际应用中存在的不足,提出了利用多学科优化平台对涡轮进行气动优化设计的方法。首先运用UG／Grip技术对涡轮进行三维造型,然后利用试验设计方法建立计算试验样本点分布表,用商用软件进行各样本点的CFD计算及热-应力耦合分析计算,最后建立响应面模型,对其进行优化设计。结果表明,优化后的涡轮效率比优化前提高5％。该方法为进一步提高涡轮的气动性能,减少损失提供了一定的依据。     

冲击式涡轮内部流动数值研究

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。     

静子叶片表面状态对涡轮性能影响的研究

涡轮静子蜡模成型工艺的改变,导致静子叶片表面状态有很大不同。在分析具体快速成型工艺原理的基础上,利用均匀B样条曲线构造不同表面状态的叶片型线,并进行内部流场数值模拟。结果表明,叶片表面越光滑,涡轮性能越接近理想设计状态。吸力面表面状态对涡轮性能的影响更明显,随吸力面光滑程度的增加涡轮效率和流通面积分别增大12%和3%。     

多级液氢泵级间导叶的设计与改进

采用径向导叶的液氢泵的试验结果表明，导叶损失大，导致液氢泵效率低。提出了一种液氢泵流道式导叶的设计方法，并针对某液氧泵设计了级间导叶，试验结果表明，设计方法合理，降低了级间导叶的损失，提高了液氧泵的效率。