基于S1,S2流面理论的液体火箭发动机涡轮内部流场计算

应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常问题简化为定常问题,从而简化计算。粘性的影响通过几种损失系数进行修正。计算结果较好地描述了涡轮内部的流动情况,为进一步完善涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据。     

基于辐射加热的涡轮叶片热冲击试验方法

针对涡轮叶片热冲击试验的需求,提出了一种基于石英灯辐射加热的涡轮叶片热冲击试验方法。采用高功率双排石英 灯进行辐射加热、氮气和水雾相结合进行主动冷却、伺服作动系统进行加热冷却循环运动控制。通过仿真计算分析了辐射加热方 式和气雾结合冷却方式的可行性和有效性,并根据仿真结果开展了加热器、冷却设备设计,构建了基于石英灯辐射加热的涡轮叶 片热冲击试验系统,实现了50次冷热循环的热冲击试验考核。结果表明：采用石英灯辐射加热和气雾结合降温的试验方法可以 模拟涡轮叶片热冲击所需的温度场和升降温速率。基于石英灯辐射加热的热冲击试验方法有效、可靠,能够精确模拟叶片温度 场,大部分特征点温度控制偏差均小于5%,可应用于涡轮叶片热冲击试验。     

一种简化的祸轮叶片热处理工艺

本文是在分析某型发动机用GH4037合金制造的涡轮叶片生产质量和使用故障原因的基础上,研究发展的一种简化涡轮叶片热处理工艺。采用该工艺生产的涡轮叶片经受了多次寿命的台架试车考验和试用。     

涡轮典型部件冷热态尺寸换算方法研究

应用优化设计的方法,将涡轮典型部件的热态尺寸换算到冷态尺寸,并对某型发动机涡轮叶片进行了分析;对优化算法与简化算法的结果进行了比较,同时将应用于涡轮盘的冷、热态尺寸换算,解决了涡轮典型部件冷、热态尺寸换算问题。     

基于新型涡轮冷却算法的航空发动机性能计算模型

针对气膜冷却和对流冷却两种常用的冷却方式,建立了新的涡轮冷却计算模型,并实现了与燃气涡轮发动机总体性能计算模型的耦合,得到了可考虑的不同冷却方式、适用于高涡轮前温度、大冷气量的燃气涡轮发动机总体性能计算模型,并与简化涡轮冷却模型的计算数据及试验数据作比较分析,表明新型涡轮冷却算法的可行性和能够提供更详细的涡轮部件气流参数.     

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度,而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构,有限元分析网格数量巨大;叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析,也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法,在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析,与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%,计算机时减少99%,证明简化方法和计算方法的有效性。      

涡轮典型部件冷热态尺寸换算方法

涡轮叶尖间隙影响着发动机的性能,涡轮典型部件的冷热态尺寸换算是间隙设计的重要内容。介绍了应用优化设计将涡轮典型部件热态尺寸换算到冷态尺寸的方法,应用此方法对某型涡轮叶片进行分析,比较了优化算法与简化算法的结果,表明优化算法的结果是合理的,此方法是可行的。同时将其应用于某涡轮盘的冷、热态尺寸换算,从而成功地解决了涡轮典型部件冷、热态尺寸换算问题。      

涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验控制技术研究及实现

针对涡轮叶片热冲击疲劳试验的加热模拟需求,采用了基于石英灯辐射加热与气化液氮和喷水强制冷却的多种方法。通过石英灯辐射加热系统、电动伺服装置和冷却装置的参与,实现了连续的热冲击和强制冷却降温过程。温度控制方法满足了辐射热冲击过程的快速升温要求,其与控制器直接输出驱动控制的分时联合应用,在强制冷却降温过程中避免了单纯温度控制所导致的加热系统高频次震荡现象。此方式为模拟涡轮叶片实际启动-停车循环的热冲击过程提供了新的思路和借鉴。     

高位预旋进气转静盘腔换热实验

将某型发动机的涡轮盘腔结构简化成高位预旋进气的转静盘腔模型, 结合热色液晶先进测温显示技术, 通过实验的方法研究了转静盘间距、进气流量、旋转雷诺数以及旋流比等参数的变化对冷气降温效果和转盘换热效果的影响.实验结果表明:高位预旋进气对转盘外缘的冷却效果较好, 转盘上的温度分布呈现为同心圆形状;随着旋转雷诺数和转静盘间距的增大或者进气流量的减小, 冷气的总温降减小, 气流对转盘的换热效果变差.      

深冷机及其应用

SL-1型深冷机通过了部级鉴定,并组织小批量生产和推广应用。 SL-1深冷机是采用空气涡轮冷却器进行制冷降温的设备,空载时最低温度可达-150℃,装有100公斤钢件时可达-130℃,注入液氮可达-190℃。这是二三二厂在研制成-80℃空气涡轮制冷机后的又一研制成果,它填补了-80℃～-150℃温度范围内制冷设备的短缺,亦是把制冷设备从普冷机向深冷机迈出了一步。 SL-1深冷机有以下主要特点: 一、涡轮冷却器制冷剂是空气,不污染环境; 二、降温速度较快,实测空载时从0℃降到-130℃,22分钟;有100公斤负载时从0℃     

涡轮典型部件冷热态尺寸换算的方法研究

涡轮叶尖间隙影响发动机的性能,涡轮典型部件的冷、热态尺寸换算是间隙设计的重要内容。本文介绍了涡轮部件冷、热态尺寸换算原理,并应用优化设计方法对某涡轮叶片的冷、热态尺寸换算进行了分析,比较了优化算法与简化算法的结果。比较结果表明,优化算法的结果是合理的,此方法是可行的。最后,将优化算法应用于某涡轮盘的冷、热态尺寸换算．成功地解决了该部件的冷、热态尺寸换算问题。     

航空发动机雷击电磁仿真工程简化技术

针对目前大型电器复合体三维电磁仿真过于耗时的问题,以某型航空发动机雷击电磁仿真任务为例,提出移除零部件 与简化几何结构相结合的方法对整机几何模型进行简化。简化部件包括发动机的压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。采用传输线矩 阵法进行仿真分析,得到不同零部件对发动机控制器线缆感应电流的影响,量化不同简化方法的影响,并且通过仿真验证了工程 简化方案的合理性。结果表明：简化方法缩短了70%的仿真时间。     

涡轮第一级导向叶片的气膜冷却仿真

气膜冷却是保证航空发动机涡轮导向叶片正常工作的重要方法之一。为研究在较高涡轮前温度条件下气膜孔布置对叶片前缘降温的效果,采用ANSYS CFX的RNG k‐ε模型对选定叶片进行了叶片前缘气膜冷却仿真。根据驻点、流动分离点等条件确定了气膜孔位置,并根据仿真效果对气膜孔布置进行调整。通过仿真结果表明,调整好位置的气膜孔对叶片前缘的冷却效果比较明显。     

RR公司的多电发动机

RR公司正在以较少级数的压气机和涡轮的TRENT改进型发动机为基础进行多电发动机的方案研究。多电发动机具有省掉飞机气动系统,简化飞     

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。     

轮盘低循环疲劳寿命预测方法研究及试验验证

针对轮盘低循环疲劳载荷非对称及其主要寿命区限,提出了一种简化的Walker应变寿命预测模型,在寿命预测中考虑了轮盘危险部位数目的影响.进行了GH4133材料轴向应变控制的低循环疲劳试验;设计了涡轮盘低循环疲劳试验件,在旋转试验器上进行了涡轮盘的高温低循环疲劳试验.结果表明:轮盘低循环疲劳寿命预测方法是有效的,对试验涡轮盘的寿命预测精度在2倍散度以内.     

涡扇发动机涡轮空气系统流动和传热性能的CFD分析

以典型的小型涡轮风扇发动机的涡轮空气系统为研究对象,用数值计算的方法研究了包括高低压涡轮盘腔、导向器内腔、轴承腔和相连的冷却气路在内的流动和传热特性.所研究的是一个多腔相连的多进口、多出口流动与传热问题,在研究中采用了流体域和固体域整体建模耦合计算的方法.根据计算结果,分析了结构参数和气动参数对该系统,尤其是其中轴承腔的温度分布的影响规律,提出了降低轴承腔温度的措施,并分析了各项措施的降温效果.充分展示了数值计算仿真在发动机空气系统分析方面的潜力.      

一种简化算法的航空发动机全状态数学模型

通过一种简化的燃气空间模型对某型双转子混排加力涡扇发动机各部件进行了建模和仿真计算,并给出了详细的计算流程以及数学公式.在仿真过程中结合实际工程应用经验,对涡轮处采用一个局部的小循环迭代以减小涡轮部件内燃气空间计算的时间步长,提高计算精度.与其他数值方法相比,该简化算法避免了求解非线性方程组时大范围的循环迭代,提高了全状态数学模型的计算速度.通过仿真结果与发动机实际试车数据的对比,证明该方法有足够的计算精度.      

基于区间不确定性的涡轮盘强度可靠性优化设计

针对涡轮盘在初期设计过程中可利用试验数据少的问题,采用区间模型描述不确定性,以非概率可靠性模型描述可靠性,提出了基于区间不确定性的涡轮盘强度可靠性优化设计方法.同时,为了提高该方法的计算效率,提出两级分阶段构造法,建立非概率可靠性指标关于设计变量的响应面函数,并以此响应面函数表征可靠性约束,从而将可靠性优化设计的双重优化过程转化为单重优化过程,简化了算法结构.典型涡轮盘强度可靠性优化设计算例结果表明,所提方法降低了对试验数据量的需求,且计算成本较低,计算效果较好,能够较好适用于涡轮盘的初期设计.     

封严环的不平衡量及配合关系对低压系统振动的影响分析

为研究低压系统振动的影响因素,通过结构平面简化和数据统计,分析盘间封严环不平衡量、盘间封严环与低压一级涡轮盘配合间隙值等因素对低压系统振动的影响,提出盘间封严环的不平衡量越大则低压系统振动的可能性越大、盘间封严环与低压一级涡轮盘配合间隙值越大则低压系统振动的可能性越大。因此,控制盘间封严环不平衡量和盘间封严环与低压一级涡轮盘的配合间隙值是控制低压系统振动的有效措施。