变几何低压涡轮气动性能研究

为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。     

可调桨距冲压空气涡轮气动特性实验与数值分析

冲压空气涡轮风洞实验主要目的是采用相似准则,模拟空中加油工作状态,测量涡轮输出功率,分析涡轮气动特性。实验分别使用励磁发电机和加油泵作为测功器,通过调桨变距并测量最大输出功率。气动特性实验表明在风洞气流速度比加油机最小飞行速度低16%的条件下,冲压涡轮输出功率即可满足加油需要。论文还采用高数值稳定性代数Baldwin-Lomax湍流模型模拟冲压涡轮全三维混合型流场,分析流场主要气动特性,讨论桨叶表面载荷的分布。数值模拟结果显示在冲压空气涡轮桨叶近轮毂区域需要进一步优化。      

超跨音对转涡轮试验台

超跨音对转涡轮试验台由进气涡壳、轴流式试验段 ( 2个转子 )、排气涡壳、2个减速箱、2个电涡流测功器、燃烧加热器、滑油系统等组成。它可以允许轴流式涡轮高低压转子对转或同向旋转 ,对有或无导叶涡轮进行气动方面的研究工作。采用不接触测量 ,如 PIV激光测速等可视化测量手段 ,便于对级间流场的分析研究。     

无导叶对转涡轮新技术气动设计探讨

由于当供新的歼击机发展的需要,推重比10以上的涡扇发动机的研制势在必行,而对于涡轮部件,采用超跨声、大负荷、低稠度、无导叶、大转折角的对转涡轮方案是一个重大的技术措施。它将大幅度减轻发动机重量,提高推重比。分析了对转涡轮的优点,引出涡轮气动设计,计算方面的新问题和新概念。设计制造出了试验件,建立了对转涡轮试验台。     

超跨声速无导叶对转涡轮整流型动叶设计

为了探讨对转涡轮气动设计规律，采用常用于导叶的可控涡法设计对转涡轮上游整流动叶，并配合可控子午成型设计，用以控制对转涡轮内径向压力分布，并与传统涡轮进行了深入对比分析。该方法设计的5．25kg／s小流量模型对转涡轮效率为94．2％。三维数值模拟表明：对转涡轮取消导叶后，在设计自由度减小，参数受到制约条件下，整流动叶采用可控涡设计是调控对转涡轮流场积极有效措施之一。     

1+3/2级对转涡轮气动性能试验研究

无导叶对转涡轮是高性能发动机的关键技术之一。本文采用试验方法对1+ 3/2级对转涡轮进行了气动性能研究。本试验分为3个阶段,第1阶段为单独高压涡轮（HPT）试验,第2阶段为加大HPT和低压涡轮（LPT）间轴向间距联合试验,第3阶段为HPT和LPT间正常轴向间距联合试验。在正常轴向间距HPT和LPT试验中,LPT状态的确定通过利用单独HPT试验获得的效率与压比特性反推获得。试验表明,HPT喉道面积减小,而LPT喉道面积增大,这导致在总膨胀比一定情况下,HPT膨胀比增大,LPT膨胀比下降,同时LPT的存在对HPT特性影响不大。在总膨胀比分配中,HPT膨胀比变化很小,而LPT膨胀比变化范围较宽。涡轮级总效率由HPT决定,LPT轮一般相对较低,加大HPT和LPT间轴向间距对LPT性能影响很小。      

某小型高速离心叶轮的优化设计

针对某小型高速离心压气机叶轮的叶片厚度和子午流道线形进行改形,并利用商用软件Fine/Turbo对改形后的叶轮进行全三维数值计算.计算结果表明:经过优化的叶轮在设计点绝热效率提高2.4%,并且具有较高的稳定裕度.另外,将径流式叶轮改叶轮为斜流式可以减少叶轮出口区域的气流分离,但以降低其扩压能力为代价.      

超跨音对转涡轮大转折角叶片的高次多项式解析造型研究

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过调整和优化选择叶型辅助参数,采取控制叶背与叶盆型线曲率大小和叶栅槽道收敛性的方法,达到控制燃气速度在超音速大转折角叶栅内流场合理分布及抑制激波的生成与强度的目的。数值模拟实例表明,高次多项式解析造型方法能快速、高效、可靠地设计出高性能的超音速大转折初始叶型。      

某变循环发动机超声涡轮设计与分析

应用相似理论原理,为某变循环发动机在高、低涵道比两种工作模式下设计了高膨胀比、大焓降超声高压涡轮,叶片造型采用S₁流面三维造型法实现.通过三维数值模拟对设计涡轮在以上两种工作模式下进行了验算,应用Spalart-Allmaras一方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并引入Abu-Ghanam Shaw转捩模型描述叶片表面边界层发展过程.数值模拟结果表明,涡轮在两种工作模式下等熵效率分别达到92.79%和92.31%,优于设计预期;三维造型法考虑了S1流面的物理特征,是一种精确而有效的叶片造型方法.      

基于源项法的气膜冷却涡轮叶片多目标优化

以GE-E³高压涡轮第一级气冷导叶为研究对象,通过多目标遗传算法优化气膜孔布局以降低叶片表面温度。其中采用源项法模拟全场气膜冷却效果,该方法节省计算量的同时无需对气膜孔划分网格,通过对比实验结果后认为,源项法可以较好地模拟出冷气覆盖效果如表面动量损失等。在此基础上采用多目标遗传算法NSGA-II (Nondominated Sorting Genetic Algorithm II),以气膜孔的出气角及流向位置为设计变量,以叶片表面最高温度及平均温度为优化目标。结果表明叶片表面温度分布有所改善,其中压力面优化效果要好于吸力面。 