基于仿真的航空发动机进气畸变系统设计方法研究

进气畸变试验是航空发动机气动稳定性评定的重要方法。本文提出一种基于仿真的畸变网设计框架,克服了传统设计方法无法准确逼近目标畸变图谱、实验迭代次数多的缺点。提出了将畸变网格简化为多孔介质模型,采用CFD工具逼近目标图谱的畸变网设计方法。最终完成了300mm尺寸的畸变发生器的实物设计及风洞试验,实际的畸变指数与设计目标误差小于1%,试验结果表明设计框架可以高精度、高效地模拟畸变要求。     

扰流柱排内换热的实验研究

在来流雷诺数为2000～100000的范围内,对装有扰流柱排的矩形通道内的局部换热系数进行了详细的测量,得到了扰流柱排强化换热的规律,对强化换热的机理进行了探讨。      

二维涡轮级的定常/非定常数值模拟

为了解定常与非定常计算差别对工程应用参考价值的影响，本文通过求争二维Navier-Stokes方程，针对一级涡轮叶栅分别进行了定常／非常数值模拟。结果发现，对于叶片表面压力分布，第一排导叶定常计算与非定常计算得到一致的结果，但是在动叶上差别较大，尤其在叶排小间距时。当叶排间距拉大后，定常计算结果趋近于非定常计算结果时间平均值。     

进口热斑对涡轮级影响的非定常数值模拟

通过求解二维N-S方程对涡轮级进口有温度畸变时的流场和温度场进行了非定常数值模拟。由于叶排间的相互运动,使叶片表面压力和叶栅通道内的流场呈周期性地变化;当涡轮进口有热斑时,热斑中的气流总温要高于周围气流温度,在通过涡轮级时,热斑中的高温气流会向转子压力面上迁移,导致转子压力面上产生热点。热斑的存在对涡轮级中的压力分布影响很小,但是严重影响温度场的分布。同时进口热斑相对导叶的位置对叶片表面温度的分布也有很大影响。      

涡轮级内湍流度影响的非定常数值模拟

通过求解二维雷诺平均Navier-Stokes方程，数值模拟了不同进口湍流度下的涡轮级中的非定常流场及温度场。结果表明，增大湍流度对叶栅通道内时均压力分布影响很小，但是对涡轮级中的温度分布会产生很大影响，当涡轮进口有热斑存在时，增大湍流度将会使热斑中的热流体温度扩散更快，从而叶栅通道中的温度场分布趋向均匀，同时动叶压力面侧与吸力面侧的时均温度差别减小，沿动叶统长方向上的温度分布也更平缓。     

涡轮平面叶栅端壁附近的流动和损失

用五孔针对涡轮导向叶栅流场作了详细测量,着重研究了端壁附近的三维流动,分析了叶栅中的二次流现象和流动损失机理。在实验中清楚地探测到了通道涡和马蹄涡的两个分支。实验发现通道涡主宰了整个二次流流场,马蹄涡吸力面分支在与通道涡的相互作用过程中强度逐渐减弱直至消失。在０．６２Ｃｘ截面及其下游截面的吸力面附近,还发现了一个显著的低速高损失核,该核在吸力面上向上爬升并一直延续到叶栅下游。     

多通道涡轮级的流场/温度场非定常数值模拟

通过求解二维 N-S方程对多通道涡轮级进口有温度畸变时的流场和温度场进行了非定常数值模拟。相对于简化成单通道涡轮级的数值模拟得到更精确的结果 ,尤其是对温度场的模拟。改变热斑数与导叶通道数比会对动叶时均温度分布产生较大影响 ,动叶压力面温度分布所受的影响更大。