涡轮低压导向器优化前后气动性能对比实验研究

采用实验方法对某型弹用涡扇发动机涡轮低压导向器原型和改型进行了详细的低速风洞实验。改型在原型基础上增加了多种优化措施。针对低压导向器进口前的中间机匣过渡段具有较大子午扩张角的结构特点,改型采用了等速度梯度过渡曲线来改善机匣段的扩压流动。为了减少导向器叶栅内能量损失的增长,改型采用了正弯叶片、后部加载叶型以及其它综合措施。实验结果表明,改型低压导向器的气动性能显著提高,出口总压损失比原型相对减少14.7%,出口气流角沿叶高分布较原型均匀。几种减少损失的方法得到了合理的匹配。      

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法

为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。     

正交化设计对大子午扩张涡轮紧凑过渡段的流动性能影响

为了降低大子午扩张涡轮端区二次流损失和流动损失,同时降低过渡段缩短对涡轮性能的影响。本文对具有大子午扩张低压涡轮过渡段的紧凑过渡段设计进行气动分析,设计的紧凑型过渡段径向长度减小了30%,分析涡轮带原始过渡段和缩短后的紧凑型过渡段的气动性能和流场状态。并对涡轮静叶采用正交化设计,初步探索正交化设计对大子午扩张涡轮紧凑过渡段的流动性能的影响。研究发现,紧凑型的过渡段增加了气动损失,但涡轮静叶采用正交化设计后,整体效率增加了1.32%;正交化设计也能够改善叶片表面的压力分布,吸力面低压核心区从两个减少到一个;流道出口损失降低,涡轮整体气动性能提高。     

民用大涵道比涡扇发动机叶轮机某些关键技术

结合国内外的相关研究工作,对大涵道比涡扇发动机叶轮机部分设计技术研究进展进行了总结和分析,从风扇/压气机设计技术、涡轮设计技术、流动及噪声控制和多学科耦合四个方面阐述了我国发展大涵道比发动机需要解决的部分叶轮机关键技术.      

一种微型涡轮发动机导向器改进方案

为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%, 且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升.      

大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计

基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究,分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势,研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法,综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素,并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明:过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准;多级低压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数;完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。     

采用弯扭导向器改型涡轮级提高发动机性能的三维粘性流场的数值研究

对某型涡喷发动机涡轮级导向器进行了全三维弯扭设计以后,在保证涡轮前总温、总压和燃气流量的前提下,合理调整尾喷管面积,提高涡轮后背压,保证在设计转速下涡轮输出功与原型涡轮级相同,从而保证了压气机的设计点和喘振裕度,同时提高了发动机推力。带来这样效果的原因是弯扭导向器使涡轮级的效率提高,导致涡轮出口总压的提高。本文对改型和原型涡轮级进行了全三维粘性数值模拟和气动分析。      

轴流压缩系统带支板过渡段的轴对称等效方法

 航空发动机轴流压缩系统过渡段内存在厚支板,该支板造成的堵塞对过渡段的性能产生重要影响,同时也使过渡段内流动成为三维复杂流动,增加了设计难度。建立了一种等效方法,通过构造与带支板过渡段具有相似气动特性的轴对称过渡段,近似地等效原带支板过渡段,从而将复杂的三维问题简化为二维轴对称问题。首先,理论推导了带支板过渡段的轴对称等效方法;随后,通过数值模拟方法,对带支板过渡段和等效过渡段内的流动特性进行对比,结果表明等效过渡段不仅与带支板过渡段的静压分布吻合很好,并且两者具有相似的损失规律,说明等效方法能客观地反映支板对过渡段内流动的影响;最后,将轴对称等效方法应用于带支板过渡段原型的改进设计,改进设计后带支板过渡段支板与轮毂角区的大范围流动分离被消除,损失减小了41.6%。     

大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。     

大涵道比发动机多级低压涡轮试验技术研究

涡轮试验是检验涡轮性能是否达标的重要过程。基于某全尺寸涡轮试验器、现有涡轮试验方法和试验规范,通过对试验器进行适当设备改造,结合试验涡轮的进出口压力、温度、流量和功率等参数的耦合关系,形成针对大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮性能试验状态评估、过程控制和数据分析方法,并通过国内某型大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验进行验证。试验结果表明:基于试验参数耦合关系的试验状态评估、过程控制和数据分析方法有效,填补了国内大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验方法和试验数据的空白,同时,该型发动机低压涡轮的效率达到设计指标,处于国内先进水平,所述方法可为国内后续多级低压涡轮试验提供参考。     

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计

降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。     

Research on the aerodynamics of intermediate turbine diffusers

Intermediate turbine diffusers represent the flow path between the high pressure and the low pressure turbine of a high-bypass ratio turbofan aero engine. Caused by the different rotational speeds of high and low pressure spool, these components have to diffuse and guide the flow safely to a larger diameter without disturbances or boundary layer separations. The large radial offset between in- and outlet of intermediate turbine diffusers leads to a pronounced S-shape. The trend for further increased bypass ratios will require more attention to this component since its shape influences the overall weight of engine and nacelle considerably. The complicated aerodynamics of these annular ducts has to be understood to realize short S-shaped diffuser designs. This article tries to review the flow evolution through intermediate turbine diffusers and discusses the influence of the different effects in a systematic way. Investigations by various researchers are presented and test turbine rigs for experiments under engine realistic duct inlet conditions are described. Special focus is laid on different measures for the designer to produce more aggressive diffuser layouts whilst keeping the losses low. The application of flow control, shape optimization and endwall contouring are promising actions to shorten the diffuser length and, furthermore, to gain an engine weight reduction. The paper ends with a discussion of new design concepts for turbine ducts as well as for future engine architectures. It can be concluded that intermediate turbine diffusers will become a key component for keeping the overall engine weight and fuel burn low.     

GEnx和Trent1000发动机流路与承力机匣对比分析

为了更好地了解大涵道比发动机的双转子布局和三转子布局的设计特点,选取了波音787客机的两款备选发动机GEnx和Trent1000作为对象开展对比分析.通过对两款发动机的内涵流路、承力机匣和转子支承3方面的设计特点对比分析,发现通过引入中压转子使得三转子布局的中压和高压转子的叶片机都获得了更有利的转速与结构尺寸;三转子布局在承力机匣和中、低压涡轮轴等结构比双转子发动机的设计更复杂;两种布局都无法解决风扇和低压涡轮最佳工作转速的矛盾.     

某大负荷涡轮过渡段设计探索

对某大负荷过渡段进行了探索设计和数值模拟。对比分析表明:在支板数很少的情况下,支板厚度分布对主流区的流动影响很小,主要通过叶型曲率分布来影响支板表面逆压梯度和分离。凹曲率和凸曲率搭配可以有效控制轮毂、机匣和支板叶尖的流动分离。可以通过支板周向倾斜改变支板叶型在S1流面的安装角,从而起到改变攻角效应和控制流动分离的作用。在条件允许的情况下应尽可能将支板部分或全部置于主流逆压梯度较小的区域以减小支板表面压力梯度和分离风险。      

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.     

大型客机涡扇发动机动力特性模拟

机体/发动机干扰问题是现代大型客机设计中必须考虑和解决的核心问题之一。长期以来,商用和in-house计算流体力学（CFD）软件,都是通过在发动机进气口设置质量流量比,排气口和外涵道设置总温比/总压比,建立动力特性模型来等效模拟机体/发动机干扰流场。在现有动力特性模型基础上,借鉴特征边界思想,将外涵道指定为特征边界,建立了一种新的发动机动力特性模型。采用轴对称超高涵道比涡扇发动机模型、轴对称涡轮动力模型以及某型客机带发动机模型对两种动力特性模型进行了系统的验证和确认,结果表明：两种发动机动力特性模型均能很好地模拟涡扇发动机动力效应,且计算结果与试验数据吻合较好,说明了两种动力特性模型的正确性、可靠性以及工程适用性。此外,所建立的新动力特性模型特别适合于大涵道比涡扇发动机的动力效应模拟,且可以在外涵道总温比、总压比等参数未知的情形下,评估发动机的动力特性,在实际工程中应用更广泛。     

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上,通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据,及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时,发动机的总效率和单位推力最大,耗油率最低,从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能试验及分析

对转涡轮是高性能航空发动机的关键技术之一。采用试验方法对某1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能进行了研究与分析。针对试验中涡轮级间难以布置测点的问题,提出了基于特性反推的分步试验方法,然后对超跨声对转涡轮运行特性进行了详细分析。研究结果表明,该超跨声高压涡轮流量特性几乎不随膨胀比变化,而效率特性变化较大;高、低压涡轮喉道面积比在涡轮膨胀比分配中起到重要作用,该值低于设计状态时,总膨胀比满足设计要求下,高压涡轮膨胀比增大,低压涡轮膨胀比减小;高压涡轮出口气流角对低压涡轮运行特性影响显著。