特斯拉阀对压气机深度喘振影响研究

深度喘振是压气机运行过程中最为恶劣的、极具破坏性的流动失稳现象，与压气机部件性能以及系统特性紧密相关。本文通过在压气机上下游采用特斯拉阀以改变系统特性，对比分析了不同特斯拉阀方案对深度喘振的影响规律和机理。研究结果表明，特斯拉阀位置不同对压气机深度喘振特性的影响不一样：压气机下游采用特斯拉阀延长了深度喘振中充放气时间，降低了深度喘振频率同时增大了喘振圈大小；而上游采用特斯拉阀可贮存高温压缩流体，提升进口总温从而使压气机折合转速降低，进而降低压气机最大压升，减小了叶轮所受最大非定常轴向气动力和喘振圈的大小，有效控制了喘振强度。     

车用跨声速离心压气机设计

随着内燃机功率密度的提高,需要更高的增压压比.采用全三维气动设计技术,设计了最大压比为4.0的车用跨声速离心压气机(可应用于微型燃气轮机),并将此应用于某型增压器的改进.针对跨声速流动特征,分析了相应的设计原则和方法.与某型发动机的配机试验结果表明,采用新设计的离心压气机后,在额定功率下,油耗下降4.1 g/(kW·h),涡轮进口温度下降35 K.     

低速轴流压气机尾流撞击效应的数值模拟

利用二维数值模拟研究了低速轴流压气机上游尾迹对下游相邻叶排的非定常分离流场的影响。研究表明：满足一定通过频率和亏损幅值条件的尾迹能够有效抑制下游相邻叶排尾缘涡的生成，达到控制或是推迟附面层非定常分离的目的，从而使得流场时均性能大幅度的提高，损失系数降低了40．2％，功损比增加93％。为固有非定常潜能的利用提供了一类新途径。     

三维扩压叶栅非定常流动机理研究的频谱分析

计算了三维直叶栅在不同攻角、不同马赫数下的流动情况,得到流场的非定常解,并进行了频谱分析,对叶栅非定常流动的流场结构和流动机理做了初步的探讨。分析计算结果表明:在来流均匀,定常边界条件下,叶栅内流动仍然表现出强烈的非定常性。分离区和尾迹中的流动,以旋涡的有规律周期性脱落为主要的运动形式。旋涡脱落的频率,随着攻角和马赫数的变化而变化:同马赫数下,攻角越大,频率越低;同攻角下,马赫数越高,频率越高。同时,在同一工况下,旋涡频率沿叶高呈非均匀分布,叶中区域频率相对低,靠近端壁区频率相对高。     

基于正反问题耦合的压气机特性快速预测方法

提出一种基于正反问题耦合的压气机特性快速预测方法,根据压气机一维设计理论,通过对满足流量及压比设计指标的反问题求解快速得出压气机的气动布局方案,在此基础上结合非设计点损失和落后角模型通过正问题求解得出全工况压气机特性,再根据预测特性与目标的偏差调整气动布局方案,以此通过对正反问题的耦合求解实现对压气机特性的合理快速预测。为了提高压气机特性预测精度,发展了基于遗传算法的压气机损失和落后角模型参数优化校准方法,该方法利用优化理论及实验数据对传统的压气机损失和落后角模型进行改进。利用三台压气机的实验结果对模型进行了校准与验证,验证结果表明:设计点效率预测误差为0.23%,非设计点为1.34%,满足发动机需求分析及概念设计阶段对压气机效率的预测精度要求。      

离心压气机进气流场研究及控制

对某车用增压离心压气机进行了三维数值模拟,研究了离心压气机设计点和不同转速下近喘振点进气流场,基于此提出了离心压气机进气轮盖导叶流场控制措施并进行了验证实验.研究表明:离心压气机近喘振点压力面与吸力面压力差异影响到进气流场,导致进气口轮盖附近出现与叶轮转向相反的切向速度;且从低转速到高转速,该与叶轮转向相反的切向速度逐渐增大;离心压气机设计点进气在叶片压力面和吸力面前分别形成与叶轮转向相反和相同的切向速度区域,该区域不限于轮盖附近.轮盖导叶的流动控制方法可以有效抑制近喘振点切向反速度,实验结果表明,轮盖导叶使得离心压气机整体性能得到了提高,在90 000r/min近喘振点压比提高了3.4%,效率提高了3.0%.     

射流对压气机叶栅分离流控制的数值研究

现代先进轴流压气机级负荷不断提高的发展趋势导致流动分离日益严重.借助数值模拟分别对非定常射流和定常射流进行了参数优化研究.结果表明:基于射流的主动流动控制能有效弱化或消除流动分离,不同射流方式存在不同的最优射流参数(射流方向、位置、速度和频率等),这就为利用射流控制轴流压气机分离流动的工程应用奠定了一定的理论基础.     

航空涡轴发动机发展趋势

基于国际上典型航空涡轴发动机的发展历程,概括了航空涡轴发动机产业发展趋势,其所呈现的系列化、军民两用化和国际合作化特点十分鲜明,国家层面实施的发展计划对航空涡轴发动机的发展起到了重要引领作用。基于统计分析,展望了航空涡轴发动机结构布局和性能发展趋势。研究表明:在结构布局方面,航空涡轴发动机朝着结构紧凑化方向发展,压气机和涡轮级数呈现不断减少的趋势。1 500 kW级以下的航空涡轴发动机将更普遍地采用单级/双级离心压气机和单级涡轮,1 500 kW以上的航空涡轴发动机将更普遍地采用轴流+离心组合压气机和双级涡轮,同心轴前输出功率型式成为主流功率输出型式。在性能方面,未来先进航空涡轴发动机的压比将达到30,涡轮前温度将达到1 900 K,油耗将低至0.20 kg/(kW·h),单位功率将达到400 kW/(kg/s),功质比将达到14 kW/kg。      

合成射流速度特性的实验研究

利用热线风速仪，测量了某受激扬声器产生的合成射流的速度大小。详细测量了频率、功率、波形、空间距离等对合成射流平均速度、最大速度的影响。测量结果表明，所研究的合成射流激励器能够产生很大的射流速度：平均速度与最大速度分别达到42．5m／s和117m／s。合成射流速度强烈依赖于激励频率，测得3个共振频率分别为750Hz，1600Hz和2700Hz，在偏离共振频率时合成射流速度迅速减弱。     

在大分离区内使用三孔探针测试的探索

随着叶轮机领域研究的深入,在非定常大分离区进行测试的要求开始提出。传统的三孔探针进行稳态测量,校准范围一般在±18°左右。在笔者进行的平面叶栅吹风试验中,由于试验工况的攻角比较大,测试位置靠近端壁,因此栅后不同点气流的角度变化很大。针对这种情况,笔者将三孔探针的校准范围扩大到了±50°,并对数据处理进行了合理的改进。