采用新型非轴对称端壁优化设计方法提高涡轮性能的数值研究

为提高非轴对称端壁控制端壁处二次流的潜能,进一步提高涡轮性能,发展了一种新型的非轴对称端壁优化设计方法,并以高压涡轮导叶为研究对象,采用端壁参数化、三维N-S方程流场求解与基于人工神经网络的遗传算法相结合的方法进行非轴对称端壁优化,分析了优化后的非轴对称端壁造型对涡轮导叶流场的影响。结果表明:优化后的非轴对称端壁改善了涡轮导叶的流场,延迟了通道涡的生成和发展,削弱了角涡的强度,降低了导叶通道内的流动损失,涡轮导叶出口处的总压损失系数降低了3.724%。此外,非轴对称下端壁造型对高压涡轮导叶上半叶高流场的影响不大。     

Tip-leakage flow loss reduction in a two-stage turbine using axisymmetric-casing contouring

In order to reduce the losses caused by tip-leakage flow, axisymmetric contouring is applied to the casing of a two-stage unshrouded high pressure turbine（HPT） of aero-engine in this paper. This investigation focuses on the effects of contoured axisymmetric-casing on the blade tipleakage flow. While the size of tip clearance remains the same as the original design, the rotor casing and the blade tip are obtained with the same contoured arc shape. Numerical calculation results show that a promotion of 0.14% to the overall efficiency is achieved. Detailed analysis indicates that it reduces the entropy generation rate caused by the complex vortex structure in the rotor tip region, especially in the tip-leakage vortex. The low velocity region in the leading edge（LE） part of the tip gap is enlarged and the pressure side/tip junction separation bubble extends much further away from the leading edge in the clearance. So the blocking effect of pressure side/tip junction separation bubble on clearance flow prevents more flow on the tip pressure side from leaking to the suction side, which results in weaker leakage vortex and less associated losses.     

某型航空发动机进气压力畸变试验研究

针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。     

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。     

亚声速无人机S弯进气道的多点多目标优化设计

为提高亚声速无隔道式S弯进气道的整体气动性能,本文以提高总压恢复系数和降低畸变指数为设计目标,结合高精度数值模拟方法与第二代非劣排序遗传算法（NSGA-II）,开展了无隔道式S弯进气道在马赫数0.25和0.7时的多目标优化设计。整个优化流程基于400个样本,最终得到四幅有效Pareto前沿图。从总压畸变Pareto前沿图中选取出优化算例并与原始进气道进行对比,结果表明：优化后的进气道中心线斜率入口段小、出口段大,而横截面面积分布的曲线斜率恰好相反;优化后的进气道低压区缩小、流动分离得到有效的控制;虽然总压恢复系数提高有限,但是总压畸变得到大幅降低,在马赫数为0.25和0.7时,分别降低15.86%和23.61%。优化后的进气道在马赫数0.25~0.7范围内的整体性能得到有效改善。本文把优化设计方法进一步推广应用于3个马赫数下的多点多目标优化设计,并得到了三维Pareto前沿图。     

基于离散元的粉末燃料输送弯管两相流特性研究

弯管是粉末燃料冲压发动机燃料输送系统的重要组成部分,为了研究弯管内气固两相流的流场结构、颗粒碰撞以及压力损失的变化规律,基于连续相-离散元（CFD-DEM）耦合模型,考虑颗粒的碰撞受力和弹塑性形变,对铝粉在弯管内的流动状况进行数值仿真。研究结果表明：CFD-DEM算法相对于传统的双流体模型和轨道法,能更为准确地描述颗粒流的碰撞信息和两相流的流动状况。弯管内的总压损失随流化气流量的增加,呈先减少再增加的趋势,在本文研究的条件下,优选的流化气流量为6g/s~7g/s(流化气速度为3.0m/s~3.5m/s);在低流速下,颗粒间的碰撞次数远大于颗粒-壁面间的碰撞,随着流速的增高,颗粒与外侧壁面间的碰撞次数迅速增高,并导致颗粒-壁面间的碰撞次数超过颗粒间的碰撞。弯管的弯径越大,弯管内的总压损失越大,但颗粒-颗粒、颗粒-壁面的碰撞次数均减少。     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化范围为0°~25°,流量系数范围为0.29~2.07。研究结果表明：在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角范围可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°~16°;在大迎角工作条件下内流未产生分离时,出口气流畸变受发动机流量变化影响较小。通过研究结果分析了进气道在低速大迎角状态下的流场特征及其随迎角、流量的变化规律。数值计算和风洞实验结果的对比表明,在没有流动分离时两者基本一致;但是对于外流分离迎角的预测,两者有3°差异,表明风洞实验依然是考核进气道性能的必要手段。     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。