某小型离心压气机气动设计

针对无人机动力装置的需求,为某小推力的涡轮喷气发动机进行了单级离心压气机的气动设计.所用的压气机设计方法为:从一维的热力计算出发来进行流道结构设计,以二维通流计算为基础,通过调整各排叶片的环量分布,来获得所要求的气动性能,并通过叶片任意造型最终生成与通流计算结果较为一致的三维叶型,最后通过三维计算流体动力学(CFD)计算来分析气动设计的性能结果.最终设计出的离心压气机在设计点的各项性能参数均达到了设计要求,并且在各个转速下压气机的特性线比较平缓,压气机有较为宽广的稳定工作范围.      

大子午扩张变几何涡轮可调叶片端区设计优化

提出采用高负荷设计以减少叶片数的方法,增大圆盘直径而减小泄漏面积;结合叶片进行后加载改型措施以减小由于高负荷设计所增加的二次流损失.对定几何涡轮、仅有驱动轴的变几何涡轮与带圆盘型冠的变几何涡轮的流场进行三维数值模拟计算,分析了3种涡轮性能的优劣.结果表明:大间隙尺度下了间隙泄漏涡强度较大,并与通道涡相互融合,从而增大了泄漏损失区域,增加了泄漏损失;而在涡轮叶片由于高负荷设计会增加了主流区的二次流损失.该方法可以有效地减小周向泄漏面积,极大地抑制由大间隙尺度所导致的间隙泄漏涡与通道涡的相互融合,减小泄漏损失.而通过后加载改型的措施,抑制了主流区的通道涡的发展趋势,减小了二次流损失.这两种措施结合后的变几何涡轮具有较高的全工况性能.      

双外涵压缩系统中部件匹配规律的分析

多重外涵道和面积可调阀门使得双外涵变循环发动机(DBE)的压缩部件(风扇、核心机驱动风扇级和高压压气机)之间的气动关联变得复杂。合理地匹配各压缩部件是DBE压缩系统设计的一个首要任务。为了探索DBE压缩系统的设计准则,利用通用的一体化通流计算程序对一个定制设计的DBE压缩系统的部件匹配规律进行了研究,分析了基准匹配状态和两个节流过程(第一外涵道节流和第二外涵道节流)中各部件的匹配状态。对于本文所研究的双外涵压缩系统,通流计算结果表明,在基准匹配状态下,核心机驱动风扇级(CDFS)和高压压气机(HPC)的展向不匹配使得压缩系统的总压比下降了2%、效率降低了0.002。第一外涵道节流会显著改变HPC进口级的匹配状态,而对后面级和CDFS的影响不大。第二外涵道节流改变了CDFS的进口流动剖面,使得CDFS的稳定工作范围减小,而对HPC的匹配状态影响较小。     

掠叶片进口流场中周向不均匀性的影响

为模化并分析迎角改变时掠叶栅流场中周向不均匀性的影响,将1种应力输运模型整合到通流模型中,并应用于某掠叶栅的计算。通过给定掠叶栅不同来流迎角开展3D数值模拟和通流计算,结果表明:主要由无黏叶片力所诱发的周向不均匀性会重新组织叶片通道的进口流场,改变进口气流角,从而引发掠叶栅进口径向平衡的重新分布,随着迎角的提高,这种周向不均匀性将加强,其对进口流动的影响也会进一步增大。加入该应力输运模型后,通流模型能够很好地预测周向脉动源项,在前缘前其计算值与3D计算结果的偏差在20%以内,对叶片通道进口气流角改变量的预测精度提高了25%以上,对进口流动径向平衡的描述精度提高了60%以上。     

大子午扩张涡轮端区的流动传热及端区正弯效果的数值研究

为了研究大子午扩张涡轮端区流动和传热特性,并研究叶片端区正弯技术在大子午扩张涡轮中的气动和传热效果,对某大子午扩张涡轮静叶进行数值模拟。运用SST湍流模型精确捕捉流动结构,并进行了气动和传热预测的有效性实验验证。通过分析结果,对大子午扩张涡轮端区流动和传热特性以及两者相互影响关系进行了深入研究,分析了端区正弯技术在重组大子午扩张涡轮端区流动以及合理分布热负荷的应用效果。结果表明：大子午扩张端壁导致涡轮端壁附面层的强烈分离,通道涡分离点提前约15%,高传热区受马蹄涡和通道涡的强烈影响;端区正弯有效地改善了大子午扩张静叶端壁的附面层分离,减小前缘的热负荷25%,提高涡轮的气热性能。     

某小型离心压气机扩稳优化设计

针对某小型离心压气机在低转速下失速裕度偏小的问题,对该离心压气机的离心叶轮进行了改型优化设计,以扩大其稳定工作范围.改型设计用的是轴流/离心压气机通用叶片造型设计方法,该方法以二维通流设计计算为基础,配以任意空间曲面造型方法,并通过三维CFD(计算流体动力学)计算检验改型设计的结果.通过修改通流设计控制参数和造型控制参数,成功的实现了对离心压气机子午流道和离心叶轮三维叶片的优化设计.结果表明,对该离心叶轮的改型设计,不仅使失速裕度得到明显提高,满足了设计需求,同时压气机整级的性能也得到了改善.      

某高负荷子午加速风机气动设计与数值模拟

兼顾民用风机的气动性能与制造成本,采用三种方案(等厚度串列静子方案、叶型串列静子方案和等厚度单排静子方案)对某高负荷子午加速风机进行了气动设计和数值模拟研究.结果表明采用叶型叶片与等厚度叶片相比对风机气动性能的改善很小,近设计点时叶型串列静子方案的压比和效率仅比等厚度串列静子方案高0.18%和0.8%.串列静子抑制了单排静子通道内的角区分离,减小了通道内的堵塞,使等厚度串列静子方案的失速裕度比等厚度单排静子方案提高了11%.综合考虑气动性能与制造成本选定等厚度串列静子方案为风机的最终方案,其不同转速的特性表明该方案的性能完全满足设计指标的要求.      

子午工程气象火箭探空仪及其探测结果

研发了一种采用GPS体制的气象火箭探空仪, 此种探空仪采用超小快速响应型珠状负温度系数热敏电阻温度传感器、压阻式硅气压传感器和GPS接收机. 与其他类型的气象火箭探空仪相比, 具有温度、气压、密度、风场等气象要素测量准确度高, 遥测接收设备简单便携, 发射前的准备工作简单, 系统可靠性高等优势, 并在子午工程发射试验中实现成功测试.      

轴流/离心压气机叶片通用任意中弧造型设计方法

开发了一种通用于轴流、斜流和离心式压气机叶片的任意中弧造型设计方法.该方法以通流计算的结果为基础,其优点在于可以通过调整通流设计的环量的分布,来获得所要求的气动性能,并最终生成与通流计算结果较为一致的三维叶型.修改造型控制参数可以同时实现对主叶片、分流叶片的造型控制,以及对叶型尾缘形状的控制.通过在微小型发动机压气机叶片设计中的应用,得到了比较理想的叶片.此外,该方法还可以用于压气机叶片的优化设计.      

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。