总压进气畸变对压气机转子气动影响的数值模拟

对压气机转子Rotor37在总压畸变进口条件下的流场进行了三维数值模拟.分别计算了整周1@120b, 2@60b, 4@30b三种低压入口条件下的特性参数, 详细分析了总压畸变对转子流场参数的影响, 并比较了三种低压入口时的转子特性.计算结果表明:周向总压畸变会引起入口参数分布的不均匀, 在转子出口处产生总温畸变.相同整周畸变角度, 随着畸变区域个数的增加转子流量降低, 效率下降, 稳定裕度增加.稳定边界压比仅与每个畸变区的大小有关, 随着畸变区扇形角的增加, 稳定边界压比损失增加.      

基于Zukauskas关系式的预冷发动机进气道流动特性研究

为了研究预冷发动机进气道流动特性，以二维变几何轴对称进气道为研究对象，利用Zukauskas横掠管束绕流关系式，对进气道流场展开了数值仿真研究，探究预冷器的冷却效应及换热管直径对进气道流场、性能的影响。结果表明：Zukauskas关系式能较好地预测气流在预冷器管束间的流动损失；经过预冷后，涡轮通道总温大幅下降，但总温分布不均匀，温度梯度明显，对流换热对上游流体总温产生的影响很小；在Ma∞=2～5飞行工况下，换热功率随着飞行马赫数的增加而增大，涡轮通道的出口总温较预冷前降低了22%～60%，出口马赫数降低了17%～51%，反压比增加了10%～26%，总压恢复系数增加了3%～8%；当预冷器的管径从1 mm增大至2.5 mm时，涡轮通道出口速度降低了16.5%，反压比降低了1%，总压恢复系数呈现先下降后上升的趋势。将虚拟预冷器管束排布方式改为顺排，预冷器的换热功率下降，出口总温上升，涡轮通道的出口速度上升了11%～30%。     

回热式工质驱动分布式推进系统参数研究

为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统（Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP）,对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统（Turbo-electric Distributed Propulsion,TeDP）的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。     

不可逆闭式中冷回热布雷顿循环效率优化

应用有限时间热力学的方法优化了恒温热源条件下不可逆闭式中冷回热布雷顿循环的中间压比分配和高温侧换热器、低温侧换热器、中冷器及回热器热导率分配，得到了循环最大热效率；通过进一步优化总压比，又得到了双重最大效率。最后通过数值计算，研究了一些重要参数对循环优化结果的影响。     

基于航空煤油重整的SOFC-GT混合动力系统性能

建立了基于航空煤油重整固体氧化物燃料电池-涡轮发动机（SOFC-GT）混合动力系统仿真模型,比较了两种回热方式的重整装置以及不同涡轮布置位置时的系统性能变化,优选出最佳的混合动力系统架构。进一步分析了压气机压比、燃料利用率、燃油流量以及空气流量等运行参数对SOFC-GT混合动力系统性能的影响。研究结果表明：设计点工况下,最佳混合动力系统的发电效率能达到45%,体现出良好的系统性能;当燃料利用率为082时混合动力系统的效率和功率最高;随着燃油流量(0051 1~0058 4 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率均增加;而随着压气机压比(25~33)或者空气流量(37~44 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率都减小。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

高负荷压气机首级可调静叶进口气流参数测试误差分析

为获取高负荷五级压气机试验环境下进口侧单级压气机和出口侧四级压气机各自性能,需在首级可调静叶上布置叶型探针进行级间气流参数测量。对叶型探针的气流状态进行了预估,并在叶型探针校准特性分析基础上定量分析了首级可调静叶进口气流总压和总温测试误差及两者分别对进口侧单级压气机和出口侧四级压气机性能测试精度的影响。研究表明:随着转速降低,叶型探针气流偏角逐渐超出其不敏感角范围,气流总压测试误差显著增大,严重影响进口侧单级压气机和出口侧四级压气机性能评定,但气流总温测试误差随转速变化较小;与出口侧四级压气机相比,进口侧单级压气机压比低、温升小,进出口气流总温和总压测试误差对其等熵效率的影响更加敏感。     

变温热源内可逆闭式中冷回热布雷顿循环的功率和效率

应用有限时间热力学方法，首次研究了变温热源条件下内可逆闭式中冷回热布雷顿循环的性能。导出了无因次功率及效率的解析式，由数值计算，分析了循环最优功率和最优效率时的最佳中间压比分配。并研究了中冷度，回热度和高低温侧换热器的有效度，循环热源进口温比以及中冷源与低温侧热源进口温比对循环性能的影响。     

组合压气机性能和气动稳定性计算分析

采用全三维数值计算方法研究了某型组合压气机性能和气动稳定性,通过对比轴流压气机和离心压气机的特性和流场细节,发现两者的特性差别较大:轴流压气机效率较高,总压比较小;工作点位于峰值效率点左侧时随流量的减小,离心压气机总压比和效率略有降低,轴流压气机总压比的增加和效率的降低均非常明显;导致离心压气机效率偏低的主要原因是径向扩压器的总压恢复系数偏小;导致组合压气机失稳的主要原因是轴流第1级转子叶尖和第2-3级静子叶根的泄漏流造成的堵塞。     

甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭发动机性能分析

为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭（Air-Turborocket, ATR）发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。     

爆震燃气轮机的变比热容热力循环性能

为分析变比热容下爆震燃气轮机的热力循环性能,建立了考虑比热容随工质成分及温度变化的爆震燃气轮机热力循环模型,分析中同时考虑了压气机、燃烧室、透平等部件的效率.在不同比较条件下,利用变比热容法对比分析研究了燃气轮机爆震循环(DCGT)、Brayton循环和Humphrey循环燃气轮机的热力循环性能.计算结果表明:与Brayton循环相比,DCGT具有较大性能优势;在透平前温度为1620K且压比为16.5时,DCGT热效率较Brayton循环高28.8%;在无量纲吸热量为4.25且压比为16.5时,DCGT热效率则较Brayton循环高30.7%.      

不可逆中冷回热布雷顿循环功率密度优化

用有限时间热力学的方法，在给定总热导率的情况下，以功率密度为目标，通过数值计算，对恒温热源条件下不可逆中冷回热布雷顿循环高、低温侧换热器的热导率分配和中间压比进行了优化，分析了不可逆性对循环功率密度特性的影响。     

带级间燃烧的涡轴发动机性能仿真

为了分析涡轮级间燃烧技术对常规涡轴发动机性能提升的潜力,针对两种带级间燃烧的涡轴发动机性能方案,分别建立了部件级稳态性能计算模型,并通过仿真对比分析了级间燃烧室不同温升及总压损失条件下发动机的整机性能,结果表明:级间燃烧室总压恢复系数和温升对单位功率和总功率影响较大,当级间燃烧室总压恢复系数为0.95、温升为200K时,保持进口空气流量不变,涡轴发动机单位功率和总功率增加17%,耗油率增加约11%;在高的级间燃烧室温升条件下,适当增加动力涡轮导向器面积,改善涡轮流通能力,有利于进一步提高整机功率,降低动力涡轮前温度;两种方案对比,在涡轮过渡段设置级间燃烧室空间上更好布置,性能上更占优势.      

小流量离心压气机温度畸变器设计和试验

利用电加热管设计了小流量压气机温度畸变发生器,针对某小流量压气机的温度畸变要求,对温度畸变发生器进行畸变指数标定试验,得到满足温度畸变指数要求的畸变发生器运行参数、总压恢复系数和总压畸变指数;将温度畸变发生器安装至压气机试验件,进行压气机性能试验,得到压气机在温度畸变条件下的气动性能.结果表明:满足温度畸变指数要求的电...     

涡轴发动机性能在线监测技术研究及试验验证

研究了基于模型的涡轴发动机性能在线监测技术,开发了涡轴发动机性能在线监测软件,并进行了真实台架试车试验验证.试验结果表明:软件能够自动判断发动机是否已进入准稳态工况,并根据当前的大气条件、燃气涡轮转速、动力涡轮转速,实时计算发动机其它状态量与性能量,如压气机增压比、动力涡轮前温度、轴输出功率、耗油率等.与模型计算结果相比,被试发动机压气机增压比稳态测量值最大偏低2.3%左右,反映了被试发动机与基准发动机之间的性能差异,验证了涡轴发动机地面台架试车性能在线监测技术的有效性.      

预冷空气涡轮火箭发动机氦循环系统的参数特性

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%;空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。     

变温热源回热式布雷顿循环的功率密度特性

用有限时间热力学方法分析变温热源条件下不可逆回热式布雷顿循环的功率密度特性，计人工质与高、低温测换热器的热阻损失，压气机、涡轮机的不可逆压缩和膨胀损失和管路系统中的压力损失，导出了功率密度与压比间的解析式，并通过数值计算将对应于最大功率密度时的一些参数与对应圩最大功率时的同样参数进行了比较。