航空发动机中直通式篦齿密封腔内流动和换热的实验研究

作者自行设计了大尺寸吸气式篦齿换热风洞实验台并通过它对篦齿腔中的内部流场进行了详细的研究, 得出了篦齿腔中速度场和压力场及流场内部旋涡分布规律。同时测量了在不同雷诺数、齿顶厚和齿隙比工况下, 篦齿腔内二维流动状况及旋涡分布, 分析得出不同雷诺数和齿隙比对篦齿腔内部流场的影响。并且测量了篦齿顶板表面的温度和换热系数的分布, 得出雷诺数和齿顶厚与齿隙比对篦齿顶板局部换热规律的影响      

封严篦齿腔内流动及旋涡分布和顶板换热特性的实验研究

自行设计了吸气式篦齿换热风洞并对篦齿腔内部旋涡分布及流场和篦齿顶板换热特性进行了详细的研究。测出了在不同雷诺数和齿隙比篦齿腔中旋涡分布和顶板换热规律。从机理上分析了雷诺数和齿隙比对篦齿腔内流动旋涡分布及顶板表面局部换热规律的影响。     

航空发动机篦齿封严特性数值模拟

本文运用数值计算方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性。通过多种工况的计算,分析了雷诺数和齿顶宽与齿隙之比（T／C）对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数的影响。计算数据和实验数据吻合良好,误差较小。研究表明：雷诺数、齿顶宽与齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是决定篦齿封严效果的主要因素。     

静态封严篦齿内部流动与换热的数值计算

建立二维篦齿模型,运用数值方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性.通过多种工况的计算,探讨了雷诺数、齿顶宽和齿隙之比对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数之间的关系.计算数据和实验数据进行比较,发现变化规律一致,误差较小.研究结果表明:雷诺数、齿顶宽和齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是最终成为决定篦齿封严效果的重要因素.      

篦齿封严泄漏特性的实验

为了研究工程实际尺寸下篦齿封严泄漏特性,设计并搭建了篦齿封严实验台.在进出口压比为1.1~2.0的条件下,探究了节流间隙、齿数、齿腔深度和宽度等对篦齿封严泄漏量和密封腔内压力分布的影响.结果表明:泄漏系数随着压比和节流间隙的提高而增加,但压比达到1.6后,增加趋势逐渐变缓;增加齿数能显著提高篦齿的封严性能,但随着齿数变多,效果逐渐减弱;较浅和较宽的齿腔对于提高篦齿的封严性能更有利;进出口压比、节流间隙和齿腔深度对于篦齿腔内压力系数的分布几乎没有影响;篦齿腔内沿程压力不断降低,但在各齿腔内降低的程度逐渐减小;在篦齿封严中,越接近入口的齿腔对密封性能提高的贡献越大,对封严性能的优劣起着决定性作用.      

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。      

基于逆向射流抑制封严篦齿泄漏流动的数值及实验研究

针对一直通型篦齿通道进行了二维数值模拟，建立了9种封严结构模型，重点研究了位置和角度变化时逆向射流对篦齿内部流场的影响，探讨了不同模型下篦齿前后压比与泄漏系数的关系，发现各工况下的逆向射流在一定程度上都能够增强篦齿的封严效果，并且射流角度越小，密封性能越佳，射流位置在第一节齿腔中间时，抑制泄漏的效果最佳，当射流角为45°，射流位置在第一齿腔中间时，泄漏系数相对不带逆向射流时能够降低11.5%。在此基础上，进行了带逆向射流的二维直通型封严篦齿实验，在不同的压比下，用PIV分别测量了3种射流角度和3种射流位置下的篦齿通道内部流场，实验结果与数值计算变化规律一致。      

直通式篦齿封严特性的数值分析和试验研究

封严篦齿是航空发动机空气系统中的重要流阻元件.本文采用RNG k-ε噌湍流模型对典型直通式篦齿的封严特性进行了数值计算分析,获得了不同压比和封严间隙下篦齿泄漏流动的速度场和压力场.并对真实尺寸直通式篦齿在转、静态下的封严特性进行了试验研究,重点研究了压比(1.08～2.50)、转速(0～10 000 r/min)、相对封严间隙s/b(1.5、2.0)对流量系数的影响和齿腔内部的压力分布.结果表明,流量系数随压比和相对封严间隙的增加而增大,随转速的增加而减小;在高转速和小压比条件下,旋转对流量系数影响显著.     

压比和雷诺数对压气机级间篦齿封严流动特性的影响

为了解压气机级间封严的流动特性,以某航空发动机压气机为研究对象,对带有进出口旋转盘腔的级间篦齿结构进行了数值模拟.在压比范围为1.05~1.30,雷诺数范围为100~50000下,研究了压比和雷诺数对篦齿泄漏特性、旋流特性和风阻温升特性的影响,对比了包括篦齿和进出口旋转盘腔的系统参数与仅含篦齿的直齿参数的不同.计算结果表明进出口旋转盘腔对篦齿的流动特性有较大的影响;随着压比的增大,流量系数增加,封严效果下降,出口旋转比和风阻温升减小;随着雷诺数的增大,流量系数明显增大,出口旋转比和风阻温升也显著减小;在高雷诺数时,流量系数、出口旋转比和风阻温升变化幅度微小.      

台阶式篦齿封严特性试验与数值研究

本文在二维平面篦齿试验台的基础上,利用试验研究与数值计算相结合,对台阶篦齿进行了几何参数和气动参数影响下的篦齿流动特性研究。结果表明,流量系数随压比的增大而增大;在低雷诺数范围,流量系数随雷诺数的增大而增大,在高雷诺数范围,流量系数随雷诺数增大基本不变。齿数研究中,随着齿数增多,流量系数减小。齿顶间隙研究中,随着齿顶间隙的增大,流量系数减小。     

波瓣形排气引射混合器的试验研究

在常压、低速排气引射条件下, 以常规环形排气引射混合器为基准, 试验研究了波瓣出口角度 α/β、相对混合长度 L/D和波瓣穿透率 H/H_o 等结构参数对波瓣形排气引射混合器气动性能的影响。试验表明, 波瓣形排气引射混合器的气动性能明显优于环形排气引射混合器; 在不引起波瓣内气流分离的情况下, α/β对气动性能影响不大; 加大 L/D可以改善气动性能, 存在气动—重量综合性能最好的最佳L/D;较大的H/H_o 有利于两股气流的混合, 但引射能力下降      

典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上，进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升，随相对密封间隙变大而降低；转速低于5000r/min时，旋转对篦齿流量系数影响不明显，高转速、小压比时，篦齿流量系数随转速的升高而降低，降幅超过301%；较小雷诺数下，篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低，雷诺数超过6000以后，篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显；气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小，通过最后一道齿的压力损失最大，通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据，修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式，修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。      

旋转状态下矩形微小通道流动与换热试验研究

为了研究微小通道结构在航空发动机涡轮叶片中应用的前景和可行性,以空气为冷却介质,在Re＝1000～3000、转速为0～500 r/min、Ro＝0～3.5×10-3条件下,对水力直径为1 mm的旋转微小通道组的流动和换热特性进行试验研究。结果表明：微小通道流阻系数呈现粗糙壁通道特征,通道临界Re≈2350,流阻系数以及临界Re随转速增加未见明显改变。在静止状态下,通道组综合换热系数随Re增大而增大,换热系数分布沿流动方向逐渐减小;在旋转状态下,通道组平均综合换热系数略有增大,旋转对换热特性的影响随着流动的发展而增大     

各型封严蓖齿的换热研究

本文通过实验测量了不同齿间隙和不同来流雷诺数直通式直齿、直通式斜齿以及台阶式直齿的换热情况,并从机理上分析了结构和流动参数对换热的影响规律。为便于实际应用,本文还根据实验数据给出了相应的关系式。      

预旋对蜂窝密封和迷宫密封内流动传热特性影响

采用数值求解三维雷诺平均纳维尔-斯托克斯(RANS)方程技术,研究了进口预旋对典型航空发动机用光滑面迷宫密封和蜂窝密封的泄漏流动和传热特性的影响规律.计算了-0.3,0,+0.3三种预旋工况下,两种密封的流动特性和温升特性随压比的变化关系.计算结果表明:预旋对密封的泄漏特性和子午面上的流场形态的影响十分微弱;在相同压比条件下,正预旋会导致密封的总温升减小,而负预旋会导致密封总温升增大;蜂窝面的阻尼作用会削弱预旋对密封内温升特性的影响;进口无预旋或施加正预旋时,蜂窝密封的间隙热能比光滑面迷宫密封大,但进口施加负预旋时恰好相反.      

单孔冲击式帽罩前缘流动换热特性数值分析

为了提高航空发动机帽罩冲击防冰结构的设计分析水平,对单孔冲击式帽罩前缘结构的流动换热特性进行数值研究,分析了不同冲击孔径与不同冲击雷诺数对帽罩前缘速度流场、换热系数与努塞尔数的分布规律。结果表明:在冲击雷诺数一定的条件下,冲击孔径越大,射流核心速度和前缘壁面附近的气流速度越小,前缘冲击区形成的涡流团越大,当孔径D=6 mm时,小孔径冲击下前缘区整体换热效果不如大孔径的,而在滞止区的换热效果则要优于大孔径的;当D>12 mm时,孔径大小对壁面换热基本没有影响;在冲击孔径相同时,增大冲击雷诺数使得冲击射流、前缘壁面附近及侧壁曲面通道内的气流流速增大,冲击区内的涡流团则逐渐减小;冲击雷诺数的增大也增强了前缘冲击区的换热特性。     

旋转条件下带出流孔的受限空间内冲击换热

以旋转涡轮叶片内部冷却为背景,在旋转条件下对带出流孔的受限空间内冲击换热特性进行了实验研究。在冲击与旋转方向、相反两种情况下,通过改变冲击雷诺数Rej(5 000~10 000)、旋转数Ro(0~0.003 4)、无因次温比(Tw-Tf)/Tw(0.056~0.134)对冲击靶面的平均换热特性进行了研究。研究发现,靶面的换热随冲击雷诺数的增加而变好;旋转对冲击换热的削弱在雷诺数较大时表现更明显;实验参数范围内浮升力对换热的影响较小;离心力、哥氏力等对换热的影响程度与内部空气的流动结构及出流方式有关。