涡轮机中环形扩压器流动性能分析工程方法

归纳和整理了现有环形扩压器性能分析模型,并将模型预测结果与若干种环形扩压器性能实验数据进行了比较,结果表明模型预测结果与对应实验数据一致性还是比较好的。在此基础上,应用所发展模型对某大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮过渡流道环形扩压器进行了优化设计,最终获得的过渡流道环形扩压器性能指标与拟达到的性能指标比较符合,进一步表明了所给模型作为初步的涡轮机中环形扩压器设计设计与性能分析模型是可行的。     

某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计

为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低了 5.0%,并且其无流动分离工作范围得到扩大。为进一步扩大非设计稳定工作范围,对初次优化设计结果进行了二次优化。虽然二次优化后涡轮过渡流道设计点性能略有下降,但其无流动分离工作范围进一步扩大,且非设计工况点流道出口流场分布更加均匀,改善了下游低压涡轮的进气条件。      

高涵道比发动机涡轮过渡流道性能模拟

采用数值模拟方法对高涵道比发动机涡轮过渡流道设计工况和非设计工况性能进行了详细分析,得出了与实验值较吻合的计算结果。数值结果与实验数据比较表明:所选的计算模型是可靠的,能够直接用来对带整流支板的涡轮过渡流道数值模拟;可以采用较紧凑的设计而得到对高压涡轮出口条件不敏感的低损失系统。     

基于二维优化方法的涡轮过渡流道设计

为优化涡轮过渡流道的气动性能,以期提高发动机的整体经济性能,采用二维通流法与单纯性优化算法相结合的方法,对某型发动机涡轮过渡流道进行了二维优化.优化后过渡流道出口的总压损失系数降低了8.4％,流道扩压能力增加了40.4％,同时过渡流道出口气流均匀性也得到很大幅度的改善.使用CFD技术对初始流道和优化后流道性能进行了三维数值模拟,并分析比较了过渡流道与整流支板的三维流场分布,从而验证了二维计算与优化算法的可行性.     

大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计

基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究,分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势,研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法,综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素,并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明:过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准;多级低压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数;完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。     

切向旋流对SRR补燃室内气流掺混影响

采用N S和k ε双方程湍流模型,离散后采用迎风格式进行数值求解,对燃气发生器喷管不同旋流工况下,管道式固体火箭冲压发动机补燃室内燃气与空气掺混进行了数值研究。比较分析了不同旋流角对补燃室中掺混效果的影响。计算表明:在0°～20°计算范围内,随着旋流角度的增加,补燃室中高温燃气和冷空气的掺混更充分。     

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法

为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。     

结构参数和涵道比对新型漏斗/环形组合式混合扩压器性能影响的数值研究

为了提高航空发动机加力燃烧室总体性能，提出了一种新型漏斗/环形组合式混合扩压器。采用数值模拟方法研究了结构参数和涵道比对该组合式混合扩压器流动和混合性能的影响规律。结构参数包括漏斗高度、进气冲角、进气节角。结果表明：组合式混合扩压器下游呈现剪切与涡流同时存在的流动和掺混特征。漏斗下游会形成一对旋向相反的流向涡对，支板下游形成剪切层。漏斗高度对组合式混合扩压器性能影响较大，其值越大热混合效率越高，同时总压损失也越大。组合式混合扩压器初始热混合效率随着进气冲角和进气节角增大而升高，混合充分发展后热混合效率相差不大，总压损失随着进气冲角的增大而增大，随着进气节角的变化差别不大。热混合效率随着涵道比增大逐渐降低，当涵道比大于0.8时基本保持不变。     

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计

降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。     

单板环形分配器式扩压器性能的进一步研究

研究了随着燃烧室进口马赫数不断提高时单板环形分配器式扩压器的总压损失、静压恢复和扩压器流态问题。采用计算流体力学(CFD)方法,对矩形分配器式扩压器进行数值模拟,将其结果与矩形分配器式扩压器试验结果对比,得出边界条件设置方法,对单板环形分配器式扩压器进行了数值模拟。燃烧室进口马赫数从0.291增加到0.420。结果表明:矩形分配器式扩压器的数值模拟结果与试验结果较为吻合,误差在±5%之内;随着燃烧室进口马赫数的不断提高,单板环形分配器式扩压器的性能下降。在马赫数高达0.420时,单板环形分配器式扩压器内流动没有分离,静压恢复为0.870,总压损失为1.346%,表明其性能比短突扩扩压器的性能好,在一定程度上能够满足下一代先进燃气轮机燃烧室对扩压器的要求。     

二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究

利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma₀=2.45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e>1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e<1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。     

轴流压缩系统带支板过渡段的轴对称等效方法

 航空发动机轴流压缩系统过渡段内存在厚支板,该支板造成的堵塞对过渡段的性能产生重要影响,同时也使过渡段内流动成为三维复杂流动,增加了设计难度。建立了一种等效方法,通过构造与带支板过渡段具有相似气动特性的轴对称过渡段,近似地等效原带支板过渡段,从而将复杂的三维问题简化为二维轴对称问题。首先,理论推导了带支板过渡段的轴对称等效方法;随后,通过数值模拟方法,对带支板过渡段和等效过渡段内的流动特性进行对比,结果表明等效过渡段不仅与带支板过渡段的静压分布吻合很好,并且两者具有相似的损失规律,说明等效方法能客观地反映支板对过渡段内流动的影响;最后,将轴对称等效方法应用于带支板过渡段原型的改进设计,改进设计后带支板过渡段支板与轮毂角区的大范围流动分离被消除,损失减小了41.6%。     

基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验

航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part I： 设计状态

本文通过特征线法设计了基于多道激波+等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明：在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡;在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明在来流马赫数5.74,攻角0度状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。     

某涡轮级转静干涉噪声数值研究

通过采用结合相位延迟方法的非定常数值计算,得到真实叶片数下某高压涡轮级叶片通过频率及其倍频下的脉动压力.然后在转子后管道中利用模态匹配方法,摒除了管道末端非物理反射及其非声压脉动的影响,从而获得转子后管道中向下游传播的转静干涉噪声分量.结果分析表明:该涡轮级在叶片通过频率下,周向模态m=3未被截止,且为主要转静干涉噪声源;在2倍叶片通过频率下,周向模态m=6,-64未被截止.      

防喘控制系统对发动机工作过程影响的数值仿真

应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机防喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了防喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:高压压气机导流叶片调节通道产生的影响大于喷管临界面积调节通道产生的影响;高压压气机导流叶片调节通道对高压转子的影响比低压转子大,而喷管临界面积调节通道对低压转子的影响比对高压转子大;各变几何通道有个调节最佳值。仿真模型与方法可为防喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。     

基于神经网络的旋转肋化强弯曲U型通道内压力分布特性预测

依据部分实验数据．利用神经网络对旋转肋化强弯曲U型通道的压力分布特性进行了预测。计算结果表明，当积累了一定的实验测量数据后，经过训练的人工神经网络能够对更高转动数下的通道内压力分布特性进行预测。但是由于U型通道内压力分布的强烈非线性特性，当实验数据较少时，这种预测能力将显著下降，甚至完全丧失。因此，积累相应的实验数据对于基于神经网络的U型通道内压力分布特性的预测是必要的。     

现场测量管道声衬声阻抗的双传声器法实验研究

对现场测量管道声衬声阻抗的双传声器法进行了研究.为解决实用声衬蜂窝单元尺寸过小,无法直接嵌入常用传声器的难题,采用了探针传声器技术,通过外径1.5mm的细管引出不易直接测量的声衬表面和背腔内声压信号,并设计了校准方法以确保测量精度.进而,在管内声场具有多重模态和声波斜入射的条件下,应用双传声器法测量了实用蜂窝夹层声衬的声阻抗,并与标准阻抗管的测量数据和一种理论预测模型进行了对比,结果符合良好,从而验证了本方法及测量装置的可靠性.      

提取流管实验装置中声衬声阻抗的模态方法

发展了一种模态匹配方法进行有均匀流条件下敷设声衬的二维矩形流管中声传播的计算, 计算结果与NASA流管实验结果和CAA计算结果符合得很好.在此基础上, 着重介绍采用求极值的变尺度法优化目标函数和给定求解范围寻找目标函数最小值两种方法进行管内未知声阻抗的提取, 给出了算例验证, 并分析了随机误差和已知声压点数对计算结果的影响.      

涵道气动优化设计方法

基于动量源方法进行涵道气动力的计算,分别采用响应面模型和基于神经网络模型对NASA涵道构型进行优化设计,并对优化结果采用CFD进行验证,优化结果表明两种优化方法均取得了一定的优化效果,悬停状态下,基于响应面方法,涵道拉力增加了19.4%,基于神经网络方法,涵道拉力增加了21.2%.并为了较为细致地研究涵道拉力产生的机理,在对涵道进行建模时,采用一种分区的方法,将涵道划分为6个区域,并得到了涵道拉力在此6个区域上的分布.计算结果表明:涵道唇口形成的负压是产生涵道附加拉力的主要因素,且靠近涵道内侧唇口提供的拉力占比重较大.该优化方法可以有效地应用于涵道外形的气动优化设计中.