涡轮叶尖泄漏流主动控制数值模拟研究(英文)

在涡轮设计中一直追求减小损失、提高效率,流动控制作为一种减小损失的一种有效手段,在涡轮叶尖泄漏流动方面引起广泛的关注,因此本文对在涡轮叶尖表面进行主动射流对叶尖泄漏流动的影响作了数值模拟。结合基于密度修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,详细分析不同叶尖间隙高度下射流孔位置和射流流量改变对间隙泄漏流场的影响,并相应地阐述射流主动控制的机理,分析了主动射流条件下叶尖间隙流动的拓扑结构,最后计算考虑射流影响的涡轮转子效率。结果表明:在涡轮叶尖表面选择合适射流孔位置进行射流可以提高涡轮转子效率,其中大间隙下通过射流孔组合射流可以提高涡轮效率0.35%,小间隙下可以提高0.30;在射流孔区域靠近叶片表面处流场结构中鞍点数和结点数相等,若不考虑周围流场的拓扑结构,则射流孔附近的流场满足奇点分布规律。     

基于射流技术的涡轮叶尖泄漏流损失控制数值研究

利用CFD数值模拟方法研究了GE-E~3第一级高压涡轮的端区流场。针对间隙泄漏流流场损失,采用叶尖射流的主动控制方法,分析和比较了由此对端区流场及涡轮效率的影响。结果表明:在涡轮动叶叶尖采用合适的射流孔、射流流量或射流角度,可有效提高涡轮效率;涡轮端区流场对射流孔位置变化最为敏感,射流流量次之,而射流角度变化的作用有限;采用多孔射流方案时,涡轮效率最大可提高0.7%;采用叶尖射流主动控制的最终效果,取决于射流带来的正面作用与负面影响。     

航空涡轮发动机射流预冷技术研究

利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。     

射流预冷涡轮发动机技术研究及发展

国内外已开展大量射流预冷涡轮发动机技术研究和验证,并已证实射流预冷涡轮发动机的技术可行性,采用射流预冷技术后可有效扩展现有涡轮发动机工作范围并提升性能,射流预冷发动机将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。本文对国内外射流预冷涡轮发动机技术的研究情况进行了综述,在此基础上,提出需深入研究的问题,并对射流预冷涡轮发动机发展前景进行分析。     

SLFJ型系列射流风机研制成功

SLFJ型系列射流风机系航空工业总公司燃气涡轮研究所与柳州东亚通风技术开发公司联合研制的。见封三。射流风机主要用于铁路、公路隧道纵向通风,也可用于其他类似的通风场合。其工作原理是:风机吸入流经隧道的总空气量中的一部分,经叶轮对其做功后,从风机出口高速喷出,向其余部分空气注入能量,从隧道进口端吹向隧道出口端,把隧道内的污浊空气带到洞外,使一氧化碳等有害气体的浓度降低到允许值,达到更新隧道内空气的目的。 SLFJ型系列射流风机是瞄准具有8O年代末国际先进技术水平的同类产品进行研制的。是我所又一次将军品技术用于民用的高科技产品。它的气动设计、叶片造型、结构设计、性能测试与调整均采用了航空压气机的设计技术和测试技术,生产加工采用了军工生产工艺。产品性能优良,正、反转性能几乎相同。其中SLFJ63型和90型两种型号风机已经广西壮族自治区科委组织鉴定。其主要技术指标达到了80年代末国际先进水平,居国内领先。其主要技术指标列于下表:     

基于冷气射流的涡轮流动主动控制数值模拟

针对变循环发动机在工作过程中进行涡轮流量调节的需求,以某涡轮的第一级作为研究对象,采用三维数值模拟的方式,对在导叶上不同射流位置、射流角度、射流流量的流场进行计算。结果表明：涡轮流量调节量对于射流位置十分敏感,在喉部上游附近的流量调节量最大;加入射流后涡轮损失增加,损失主要发生在射流于壁面上的流动区域;加入射流后,沿径向的大部分导叶出口气流角增大,从轮缘至轮毂导叶出口气流马赫数先增大后减小;涡轮流量调节效果与射流角度、射流流量成正比,当射流位于喉部附近、射流角度为90°、相对射流量为5%时,涡轮进口流量改变量达到13.03%,说明利用叶片表面射流,可以达到调节涡轮流量的目的。     

脉冲式喷气调节涡轮流量的数值研究

采用三维数值模拟方法,对在导叶表面射入脉冲式气流的涡轮流场进行计算,对比了脉冲式射流与静态射流对涡轮流量的影响,分析了脉冲频率、脉冲幅值对涡轮流量调节的影响规律。结果表明:在保证与静态射流同等工况调节效果的同时,脉冲式射流对涡轮的效率有所提升,低频率的脉冲喷气有更宽广的涡轮流量调节范围,较高幅值的脉冲喷气更有利于涡轮流量调节。     

射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能模拟

为扩展吸气式涡轮火箭发动机工作范围,提高发动机性能,在常规涡轮火箭发动机基础上加入射流预冷系统并修改热力模型,建立了射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能计算模型。在给定航迹和控制规律下分析了不同压气机进口限制温度对喷水量、净推力和比冲的影响。仿真结果显示加入射流预冷器可以极大的扩展涡轮火箭发动机的工作范围,在高马赫数下可以极大的提高涡轮火箭发动机的净推力。     

涡轮转子内动态燃烧模型机理探讨

为探寻高压涡轮转子内应用射流涡流方案对原涡轮转子性能的影响,采用原高压涡轮转子模型(model-B1)和应用射流涡流方案的高压涡轮转子模型(model-B2和model-B3)两个大类进行研究,其中model-B2和model-B3用于对比分析涡轮转子叶片上有无径向凹腔对原涡轮转子性能的影响。数值模拟过程中,应用了基于压力的隐式稳态求解器,以及尺度适应模拟湍流模型(SAS)。结果表明:在涡轮转子内应用射流涡流方案,主流通道内的温度分布十分均匀,涡轮转子叶片进出口截面处的平均温度基本相等;涡轮转子叶片带径向凹腔时,应用射流涡流方案可实现涡轮内的等温燃烧过程;高压涡轮转子叶片的落压比与原涡轮转子叶片的落压比基本相等,射流涡流方案的应用不会对原有涡轮转子叶片的做功能力和做功效果造成影响。     

FDS模拟DA-1AT型射流风机速度场的适用性研究

射流风机是纵向排烟系统的主要装备.近年来,其在地下车库及大空间诱导排烟系统设计中得到应用并成为研究热点.依据DA-1AT型射流风机速度场实验测试数据,采用与火灾动力学速度场模拟结果比较的方法,验证了FDS在模拟射流风机速度场方面的适用性和可信性.分析研究了FDS网格独立性问题,给出了DA-1AT型射流风机模型建议尺寸和FDS网格尺寸,可以为射流风机流场分析提供参考.     

涡轮叶尖间隙泄漏流动主动控制数值模拟

结合基于压力修正的雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,对某一轴流涡轮转子采用叶尖间隙射流主动控制对泄漏流场的影响进行了数值模拟.结果表明:在涡轮叶尖表面选择合适射流孔位置进行射流可以提高涡轮转子效率,其中大间隙下通过射流孔组合射流可以提高涡轮效率0.35%,小间隙下可以提高0.3%;在射流孔区域靠近叶片表面处流场结构中鞍点数和结点数相等,满足奇点总数规律.      

计算涡轮叶片尾缘对开缝喷气的数值方法

为探讨涡轮叶片尾缘对开缝喷气对叶栅性能的影响，发展了可与主流场求解有机耦合，且能准确反应射流与主流相互干扰过程的喷气模型，结合涡轮叶片流场数值模拟，得到了不同喷气量下涡轮叶栅性能参数，计算与实验结果有较好的一致性，表明所采用的喷气模型能够较准确地模拟射流与主流的掺混过程，预测掺混效应。     

基于射流的涡轮平面叶栅流动控制数值模拟

通过数值模拟方法研究了襟翼射流对涡轮叶栅流动的控制,给出了从某型涡轮叶片压力面尾缘附近由面积为0.785 mm2的矩形射流喷口喷射不同流量射流,对不同流动状态下涡轮叶栅流动的影响效果。结果表明,射流襟翼能够有效控制通道内的主流流量和流动方向;当射流流量达到主流流量的4%时,在三组雷诺数下主流流量平均减少了12.57%,气流转折角平均增大了4.82%;随着射流流量的增大,叶片载荷系数有所降低,同时总压损失会增大。     

适应飞机需求的进气预冷技术路线分析

为了综合评价高超飞机用高Ma的涡轮发动机及其组合动力的预冷技术方案,从工程应用角度以飞机动力需求为牵引,开展了射流预冷、超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案的对比分析。针对3种预冷技术方案的原理、技术优势、存在的问题,以及适应飞机需求的标志性技术指标开展分析和评估,从跨速域时性能、技术难度及风险、付出的成本代价和周期,以及发展前景等方面开展了综合分析。结果表明：从满足产品需求的角度出发,与超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案相比,射流预冷技术装置结构简单、可靠性高、总压损失小、可与进气道高度集成、供水量适度,以及涡轮发动机本身提供的功率足以驱动射流预冷系统无需额外能源,是目前涡轮发动机扩包线的较优方案。     

侯敏杰动力试验技术专家

侯敏杰Hou Minjie中航工业燃气涡轮研究院副院长Vice President of AVIC Gas Turbine Establishment中航工业动力试验技术首席技术专家AVIC Chief Expert of Dynamic Test Technology2011年是新中国航空工业创建60周年,中航工业燃气涡轮研究院在航空发动机高空模拟试车台的建设方面取得了重大成就,作为航     

新春献辞

金牛远去，留下温馨的回忆；福虎奔来，迎接精彩的未来。值此新春佳节到来之际，我谨代表中航工业涡轮院和《燃气涡轮试验与研究》编委会，向航空动力行业的各级领导、专家，向广大科技人员和工人，向关心、支持本刊工作的作者、读者朋友们，表示衷心的感谢并致以崇高的敬意!恭祝大家在新的一年里平安快乐，阖家幸福，万事如意!     

WS500发动机亮相巴黎航展

倍受世人关注的第46届巴黎航展于2005年6月13-19日在巴黎布尔热机场举行。中国燃气涡轮研究院研制的WS500发动机随着中国一航展团参加了展出。中国一航的展台位于2号馆，展台面积247m^2。2号馆是巴黎航展的主馆，云集了法国所有的知名航空航天企业，是海外媒体关注的焦点。     

基于射流襟翼的涡轮平面叶栅流动控制实验

实验研究了襟翼射流对涡轮叶栅流动的控制,实验测量了某型涡轮叶片压力面尾缘附近由直径为1mm的射流喷口喷射不同流量射流,对不同流动状态下涡轮叶栅流动的影响效果.结果表明:射流襟翼能够有效控制通道内的主流质量流量和流动方向;在进口雷诺数为71742,马赫数为0.048,湍流度为１％状态下,当射流流量达到主流质量流量的4%时,主流质量流量减少了13.32%,气流转折角增大了6.34%;随着射流流量的增大,叶型载荷系数有所降低,同时总压损失系数会增大.      

二次气射流角对涡轮叶问燃烧室的影响研究

为研究二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响,设计了3种带有不同二次气射流角的涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizablek-8湍流模型、PDF燃烧模型、D0辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动和燃烧进行数值模拟。结果表明：涡轮叶间燃烧室具有高效率（99.2％）的特点,增大二次气射流角可使切向动量分量增加、油滴蒸发变慢、出口温度场分布不均匀、总压损失增加。     

基于涡轮导向器增燃技术的总体性能与燃烧组织

为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好.