旋转盘腔去旋系统数值模拟

对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明:管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。     

反旋喷嘴进气旋转盘腔压力损失特性

针对旋转盘腔的压力损失问题,利用反旋喷嘴改变进入旋转盘腔的气流的切向速度,减少旋转腔内涡的生成,从而减小气体流经旋转盘腔的压力损失.通过实验的方法测得反旋进气条件下的流阻特性,应用k-ω SST模型模拟了不同工况下腔内的流场.研究表明:旋转盘腔内的压降由湍流参数和掺混后旋流系数共同控制.喷嘴自身压降所占比例为极大值时,腔内无大涡出现,而在非极值点的工况下,腔内均为对涡的流动结构.      

反向旋转盘腔内部流动特性

对反向旋转盘腔系统内部流动特性进行了数值模拟,计算结果与已有文献中的实验结果对比表明,采用的数学模型和计算方法是准确的.数值模拟结果表明:反向旋转盘腔内流动结构较为复杂,转速比对流动结构有重要影响.根据流动结构特点研究了旋转雷诺数和转速比对盘腔内压力分布以及转盘壁面摩擦力矩的影响,旋转雷诺数越大,盘腔内的压力越低,转盘壁面的摩擦力矩越大.反向同速旋转有助于增大盘腔内的压力,但与其他转速比相比其摩擦力矩最大.      

旋转盘腔瞬态响应特性的研究

为保证发动机在飞行包线内正常运转,需研究旋转盘腔的瞬态响应特性。采用1-D模型方法和计算流体力学(CFD方法对旋转盘腔进口压力突升的情况进行非稳态数值计算,所得结果与文献中的结果进行对比,提出1-D模型方法的一些缺点,并证明了CFD计算的正确性。然后用CFD方法并通过用户自定义函数(UDF编程研究了进口压力渐增、正弦变化以及盘腔尺寸对旋转盘腔流动瞬态响应特性的影响。结果表明:1-D模型的计算结果不能显示出CFD模型计算结果的一个高阶震荡;进口压力以不同方式变化,瞬态响应存在不同程度的滞后;进口压力突增和进口压力渐增响应的特征时间比进口压力正弦变化的特征时间分别增加56.0%和106.4%盘腔宽径比由0.2变化到0.39时,腔内均压变高,出口质量流量变低,特征响应时间缩短至40%当宽径比由0.2变化到0.58时,特征响应时间缩短至25%。     

反旋进气盘腔内流动与换热的数值模拟

应用RNGk-ε湍流模型对围屏上带反旋喷嘴的径向内流旋转涡轮盘腔内的流动与换热进行了数值模拟,揭示了盘腔内的压力损失及冷气流量、旋转雷诺数、湍流参数等因素对盘腔内流动换热的影响.计算结果表明:盘腔内的流动结构主要由湍流参数决定;在某一旋转雷诺数下盘腔内压力损失随冷气流量的增大而呈现S型变化;反旋喷嘴的应用能有效地降低盘腔内的压力损失;转盘附近的努赛尔数随冷气流量及旋转雷诺数的增大而增大.      

管式减涡器压力损失特性数值研究

数值研究不同的减涡管长度、鼓筒孔周向位置及鼓筒孔结构对管式减涡器系统减阻性能的影响。结果表明,特定工况下存在最优管长使得系统进出口总压比最小,不同管长减涡管系统的主要压力损失来自于不同部分。其中,减涡管较短时压力损失主要来自于减涡管入口处,减涡管较长时压力损失来自于管内摩擦损失。鼓筒孔周向位置对盘腔内气流流动特性的影响较小,对总压比的影响可以忽略。鼓筒孔结构对减阻效果的影响较大。在所研究的三种鼓筒孔结构中,鼓筒孔开孔在周向上越长其总压比越小,鼓筒孔变为贯通缝时最优管长减小。     

管-隔板复合式减涡器流阻特性

为了探索管-隔板复合式减涡器结构对共转盘腔径向内流流阻特性的影响规律,对不同转速、管-隔板复合结构下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构、总压损失以及沿程总压损失分布曲线。研究结果表明:相对于基础管式减涡器,管-隔板复合式减涡器可以明显降低盘腔内的总压损失。管式减涡器盘腔上游安装隔板的减阻效果要优于盘腔下游安装隔板的减阻效果,且上游隔板和下游隔板存在最佳无量纲长度为0118和0065,与基础模型相比,最佳减阻效果分别提高17%和5%。在最佳隔板长度下,管式减涡器上、下游同时安装隔板的减阻效果最好,相比于基础模型,减阻性能提高19%。     

航空发动机液压管路静压力损失分析及试验验证

液压机械装置(HMU)燃油管路的设计是否合理将直接影响到油液静压力的传递损失和各液压元件的工作特性.为了研究燃油管路内部流动损失机理,验证相关计算方法的置信度,针对典型管路静压力损失,采用锐边节流公式和短管节流公式进行了理论计算,并进行了CFD仿真分析,对计算结果进行了试验验证.计算与试验结果对比分析表明:液流的静压力损失主要出现在进口环腔与管路的交界处,管路下游液流的静压力与出口环腔内一致;锐边节流公式的计算结果相对偏大,而短管节流公式的计算结果更接近于试验值.     

翅片位置对复合式减涡器减阻性能影响数值模拟

为了探索翅片-管复合式减涡器的翅片安装位置对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速、翅片周向位置及安装角度下的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下共转盘腔径向内流的流场结构及压力损失分布曲线。研究结果表明:减涡管能引导流体径向流入,并降低流体的旋流比;相比于管式减涡器,翅片-管复合式减涡器能明显降低盘腔内的总压损失;在不同旋转雷诺数下,翅片的周向安装位置α及安装角β均存在最佳值;在中、高旋转雷诺数下,最佳值分别为α=9°,β=30°,最佳结构下总压损失较基础模型低40%左右;改变翅片周向位置及安装角度可以明显改变气流进入减涡管的角度,在较优情况下,可以减小流体流入减涡管的阻力及在减涡管内的流动阻力,整体上减小了盘腔内总压损失。     

减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

反旋进气混合式减涡结构流动特性数值计算

提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着无量纲入口质量流量或旋转雷诺数的增加,引气结构总压降呈现单调上升的趋势,其中在高旋转雷诺数、低无量纲质量流量工况下具有突出的减阻性能,其对应的湍流参数为0.106 4~0.324 5。相比于简单盘腔,反旋进气孔式及管式减涡器的压力损失分别降低62.5%、60.5%,混合式减涡器可降低80.4%,体现出良好的减阻引气效果。      

进口流量对无管式减涡器流阻特性影响研究

为分析进口流量对压气机引气系统无管式减涡器压力损失的影响及无管式减涡器减阻效果,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对无管式减涡器开展研究,并与直喷嘴模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,建立了无管式减涡器流阻特性"S"形曲线三分区模型,分析了无管式减涡器各截面间压力损失及其占比随无量纲质量流量变化规律。在计算流量范围内,与直喷嘴模型相比,无管式减涡器平均可降低压气机引气系统压力损失约45.9%。在第二拐点处,共转盘腔内压力损失降低了96.44%,此时无管式减涡器减阻效果最佳,较直喷嘴模型压力损失降低了73.44%。     

压气机引气系统典型减涡器减阻特性对比分析

为对用于压气机引气系统的典型减涡器结构的减阻特性进行对比,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对带三种典型减涡器的径向内流共转盘腔模型开展研究,并与无减涡器共转盘腔基准模型进行了对比.模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,分析了各模型流场结构、速度分布、哥氏力分布和压力损失特性,对典型减涡器的减阻特性有了更深...     

翅片安装高度对共转盘腔减阻特性影响的数值研究

为了探索翅片安装高度变化对共转盘腔径向内流总压损失的影响规律,对不同转速、翅片径向安装高度下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构及总压损失分布曲线。研究结果表明:翅片安装高度能够影响盘腔内部旋流比分布情况,翅片吸力面流体的旋流比大于压力面侧;随着翅片安装高度的升高,减涡器的总压损失先减小后增大;在所研究工况及结构参数下,翅片下端径向高度与盘腔高度比值为0.476时减涡器的减阻效果最好,压力损失系数降低16%左右;在一定条件下,翅片式减涡器总压损失主要集中在翅片所在盘腔分区;翅片上端和下端盘腔分区总压损失对减阻性能的影响起决定性作用,且上端的影响大于下端的影响。     

航空发动机燃油雾化特性研究进展

从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面,通过雾化实验,可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响,测量技术是影响实验精度的关键;雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差,复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏;雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程,复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看,航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。     

涡轮机匣流动阻力特性实验

通过实验测量了不同雷诺数（80000~260000）情况下整个涡轮机匣腔内的压力分布,总结了涡轮机匣腔内压力分布和流动阻力特性.实验结果表明:①在腔二到腔三的过渡区域,压力下降非常明显,压力损失较大;②随着雷诺数的增大,静压系数有增大的趋势,增大的幅度在19%以内;③随着雷诺数的增大,总压损失系数变化较为平稳,变化范围在10%以内.      

环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔有无喷射的对比

采用三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程、renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和标准壁面函数对驻涡腔有无喷射的环形中心钝体驻涡燃烧室的冷态流场进行了数值仿真,分析了驻涡腔有无喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室涡系结构、驻涡腔流动参数和燃烧室总体性能的影响.结果表明:相比于无喷射时,驻涡腔添加喷射可以使驻涡腔内形成相对稳定的双驻涡结构;驻涡腔喷射的存在使得环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面总压损失系数降低约9.2%,并能提高驻涡腔内的平均气流参数;驻涡腔喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面流动参数沿流道高度方向的变化趋势影响不大.      

带前缘涡轮动叶内冷通道流动换热数值模拟

在静止条件下,通过数值模拟的方法对接近真实的带前缘涡轮工作叶片腔模型内的流动与换热进行了分析.结果表明:腔内斜肋引发的三维涡对换热产生了巨大的影响,在一倍肋高范围内, Y-Z 和 X-Y 平面上都出现了肋后涡,使得此处传热系数降低;在 X-Z 平面上,第2通道产生一对方向相反的涡,第3通道只产生一个涡.两个通道中的涡都占据整个横截面,这些涡增加了通道流阻.冲击和气膜流动主导了前缘通道内的换热,冲击产生的一对涡加强了流动掺混,促进了前缘吸、压力面上的换热,而高速的气膜出流推动了这一过程.相同流量工况下,第2通道带肋表面的平均换热和局部换热都是最好的,而光滑的第1通道总压降最小,综合换热性能在各个通道中最高.随着雷诺数的增加,各通道吸、压力面的局部换热和平均换热都增强,但压降系数变化不大.      

预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究

为了降低低位进气预旋流路的气动损失,针对带有不同径向角度（0°~30°）预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真,并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大,预旋系统无量纲温降先增大后减小,流动阻力减小,预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时,预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%,存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内,径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%;合理设计预旋喷嘴的径向角度,能改善预旋腔内气流的流动效果,并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。