预旋进气小尺寸涡轮叶片冷却的流场研究

为了了解和掌握一种具有直通式冷气预旋进气系统的小型燃气轮机涡轮转子叶片的流场,在旋转雷诺数Reθ=4.66×106和冷却空气的无量纲质量流量Cw=1750时改变预旋角θ的大小,使其在15°～90°变化,通过数值研究得到了预旋角对涡轮盘腔、连管和涡轮叶片内冷却空气的流动以及叶栅通道中燃气的流动的影响。结果表明:(1)预旋角的变化会改变涡轮盘腔、连管和涡轮叶片冷气进口附近局部区域的流场,但是对涡轮叶片内其它区域和叶栅通道中的流动基本没有影响。(2)随着预旋角的增大,涡轮盘腔内预旋进气冷气射流的轴向穿透深度先增大后减小;当θ<45°时冷却空气沿外围屏流向转盘接收孔,而当θ>45°时冷却空气沿内围屏流向转盘接收孔;气流的周向速度随着预旋角的增大而减小。(3)垂直进气时连管内存在多个回流区和很大的涡流,流动损失较大,而采用预旋进气能够减弱或消除这些流动结构,存在最优预旋角θopt,θopt≈45°,此时连管的有效流通面积最大。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究法

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究.结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳.当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化.     

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究。结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳。当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化。     

前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性

通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域(0.13×106~0.81×106)的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离(Tr),而高位涡侧仍处于亚临界层流分离(L),非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。     

预旋进气小尺寸涡轮叶片冷却的流动换热

为了获得一种具有直通式冷气预旋进气系统的小型燃气轮机涡轮叶片的流动与换热特性,采用气热耦合计算方法进行数值研究,分析了总压损失、冷却效果和涡轮效率随预旋角、冷气雷诺数和无量纲质量流量的变化规律。结果表明,涡轮叶片预旋进气冷却的总压损失随冷气雷诺数和无量纲质量流量的增大而增大,但基本不受预旋角大小的影响;涡轮叶片的冷却效果随预旋角的减小、冷气雷诺数或无量纲质量流量的增大而增强,但不会改变其表面的温度分布特征;预旋进气冷却时的涡轮效率随冷气雷诺数的增大、预旋角或无量纲质量流量的减小而提高。     

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.      

双轴向旋流器设计参数对燃烧特性的影响研究

为了保证高温升、高热负荷的燃烧室头部的空气流量,使头部区域具有足够强的回流区和良好的气动雾化性能,进行了双轴向旋流器设计参数对燃烧特性的影响研究。设计了5种方案10种双轴向旋流器,通过数值模拟的方法得到了双轴向旋流器不同设计参数对其匹配结构燃烧室的流动、压力损失、燃烧和效率特性的影响规律:保证总面积不变,随着主、副旋流器叶片角和旋流数的增大,主燃区中心线处的平均温度逐渐降低,总压恢复系数和燃烧效率基本不变;回流区随主旋流器2种参数的增大基本不变,但随副旋流器2种参数的增大而相应变大;随着面积比的增大,回流区相应变小,主燃区中心线处的平均温度逐渐升高,总压恢复系数和燃烧效率基本不变。     

亚临界雷诺数圆柱涡致振动的实验研究

近年来，数值模拟结果表明圆柱涡致振动现象可在低至20的亚临界雷诺数下发生，但目前尚无相关实验证明该种现象的存在。本文首先研发了适用于低雷诺数流固耦合实验的旋转水槽，而后在此基础上开展了亚临界雷诺数下圆柱涡致振动实验，分别研究了支撑频率和雷诺数对涡致振动响应的影响。发现圆柱涡致振动存在的最低雷诺数为23，与数值模拟结果接近，证实了亚临界雷诺数涡致振动的存在；另外，发生亚临界涡致振动时，在尾迹区观测到了频率与圆柱振动频率一致的卡门涡脱，说明弹性支撑特性会使得流动稳定性降低，证实了相关数值模拟结果的正确性。     

筒形五喷嘴燃烧室冷态时均流场特性实验研究

为深入研究五喷嘴燃烧室的流场特性,采用高频PIV测量方法对燃烧室中心截面的冷态流场开展实验研究,主要分析了燃烧室入口速度以及中心喷嘴旋流强度对五喷嘴燃烧室中心截面的时均流场特征的影响。实验结果表明：中心喷嘴和外侧喷嘴出口均存在主回流区,外侧喷嘴与燃烧室壁面间存在角回流区,相邻喷嘴射流相互干涉。喷嘴旋流强度相同时,入口速度由10 m/s增大到20 m/s,中心喷嘴和外侧喷嘴的回流区形态、主回流区长度、最大回流速度位置和气流合并点位置基本不变。入口速度为14.3 m/s时,中心喷嘴旋流强度由0.63增大到0.84,中心喷嘴回流区长度增大,外侧喷嘴回流区长度不变,主回流区最大回流速度显著增大,且更靠近喷嘴出口,气流合并点径向位置基本不变,轴向位置向喷嘴出口移动。     

主流逆压力梯度下气膜孔流量系数的实验

为研究主流逆压力梯度下气膜孔的几何结构和气动参数对流量系数的影响规律,采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验。在对比研究圆柱孔和双向扩张孔流量系数基础上,重点研究了双向扩张孔的流量系数。结果表明,双向扩张孔的流量系数比圆柱孔的流量系数高。前倾角越大,流量系数越高;径向角越大,流量系数越高。流量系数随动量比的增加而增高,在动量比小于4时增幅尤其明显。主流湍流度增大使流量系数增大,动量比越小,增幅越大。除了在孔轴线与平板的夹角较大情况外,密度比对流量系数的影响较小。     

文氏管对旋流流场影响的数值研究

为了研究文氏管对旋流流场的影响,将文氏管+套筒组合的旋流器,通过与无文氏管的旋流器、带内文氏管的旋流器和带外套筒的旋流器这三种结构的性能对比发现,文氏管不仅对旋转射流起到过渡作用,使速度场周向分布均匀,而且对射流速度大小起到一定的调节作用;文氏管的存在可以使流场局部湍动能增大,但因文氏管结构的差异会造成旋流强度不同程度的变化,引起回流区尺寸变化;文氏管+套筒组合的旋流器不仅能提供较强的旋流流场,使火焰筒内回流区面积较大,而且对燃烧室进气压力的调节范围也较广,一定范围内能保证流场结构的稳定;此外,套筒扩张角的增大能促进回流区的径向扩张,使回流区宽度增大;存在一个临界的内文氏管扩张角57°,使文氏管+套筒组合的旋流器流场回流区结构出现分离,形成两个独立的回流区。     

单孔冲击式帽罩前缘流动换热特性数值分析

为了提高航空发动机帽罩冲击防冰结构的设计分析水平,对单孔冲击式帽罩前缘结构的流动换热特性进行数值研究,分析了不同冲击孔径与不同冲击雷诺数对帽罩前缘速度流场、换热系数与努塞尔数的分布规律。结果表明:在冲击雷诺数一定的条件下,冲击孔径越大,射流核心速度和前缘壁面附近的气流速度越小,前缘冲击区形成的涡流团越大,当孔径D=6 mm时,小孔径冲击下前缘区整体换热效果不如大孔径的,而在滞止区的换热效果则要优于大孔径的;当D>12 mm时,孔径大小对壁面换热基本没有影响;在冲击孔径相同时,增大冲击雷诺数使得冲击射流、前缘壁面附近及侧壁曲面通道内的气流流速增大,冲击区内的涡流团则逐渐减小;冲击雷诺数的增大也增强了前缘冲击区的换热特性。     

结构参数和涵道比对新型漏斗/环形组合式混合扩压器性能影响的数值研究

为了提高航空发动机加力燃烧室总体性能，提出了一种新型漏斗/环形组合式混合扩压器。采用数值模拟方法研究了结构参数和涵道比对该组合式混合扩压器流动和混合性能的影响规律。结构参数包括漏斗高度、进气冲角、进气节角。结果表明：组合式混合扩压器下游呈现剪切与涡流同时存在的流动和掺混特征。漏斗下游会形成一对旋向相反的流向涡对，支板下游形成剪切层。漏斗高度对组合式混合扩压器性能影响较大，其值越大热混合效率越高，同时总压损失也越大。组合式混合扩压器初始热混合效率随着进气冲角和进气节角增大而升高，混合充分发展后热混合效率相差不大，总压损失随着进气冲角的增大而增大，随着进气节角的变化差别不大。热混合效率随着涵道比增大逐渐降低，当涵道比大于0.8时基本保持不变。     

有去旋进气共转盘腔内流动换热数值模拟

对左边转盘高位带去旋孔且附有内隔片的共转盘腔内的流动和换热进行了数值模拟.揭示了去旋角、旋转雷诺数、去旋喷嘴进气无量纲流量系数等参数对共转盘腔内的流动结构、压力损失和换热效果的影响.结果表明:盘腔内的总压降随无量纲流量系数的增加呈"S"形变化趋势;旋转雷诺数和冷气无量纲流量系数的增大都能增强转盘表面的换热效果;与预旋转静盘腔相比,去旋进气共转盘腔能使出口气流温度更低,冷却效果更好.      

轴向旋流器几何对回流区的影响

采用FLUENT软件对单级轴向旋流器进行冷态流场数值模拟,研究中改变了多种旋流器几何结构参数,获得了回流区尺寸与强度的变化规律,拟合了计算回流区长度的经验公式.通过与实验结果比较发现:所发展的回流区特征参数经验公式能够较准确的估算回流区长度,误差不超过5%;回流区长度随旋流数及扩张比的增大而减小;回流区宽度随扩张比的增大而增大;回流区涡心截面的回流比受旋流器几何参数影响比较复杂;存在临界文氏管扩张角为43°,回流区形态在临界角两侧有很大差异.      

旋转盘腔预旋角度的敏感性分析

采用单向FSI(fluid structure interaction)数值方法,研究转静系旋转盘腔进气预旋角度的变化对冷却效果的影响,并依据旋转盘腔冷却问题的工程评价体系对冷却效果进行评价.结果表明:当进气和旋转雷诺数均不变时,旋流比是进气预旋角度的单值函数.旋流比的改变能够使流动结构发生变化,影响盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着旋流比的增加,旋转盘腔的流阻损失增大,迎风面平均换热效果呈现先减弱后增强的趋势,转盘整体应力水平上升,以及在盘心处的最大等效应力值增大.进气预旋角度的变化能够从部件承受能力和实际使用载荷两方面对涡轮盘的失效概率产生影响,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑预旋角度对涡轮盘安全性的影响.      

小波方法检测角区湍流的流动结构

本文采用热线、压力传感器和PIV方法对中等雷诺数下角区湍流流动进行了实验测量。设计了基于小波变换的一种湍流场特征结构检测方法，辨识出了角区湍流的分离涡结构及其尺度。这些涡结构的发展揭示了角区马蹄涡系运动在低雷诺数下所展示的物理过程在中等雷诺数或充分发展湍流状态下仍然存在。同时，这种湍流流动结构的小波检测方法也显示出了其有效性。     

合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离数值模拟研究

为了探究合成双射流激励器及出口射流参数对圆柱绕流流动分离的控制效果,首次对合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离进行了数值模拟。数值计算结果显示:保持激励器出口射流振幅不变的条件下,出口射流频率等于尾迹涡脱落特征频率时,射流控制作用与绕流流场耦合效果最好,控制流动分离效果最佳;保持出口射流频率为尾迹涡脱落特征频率时,在数值计算测试范围内,随着射流振幅的增大,射流对于流场的动量掺混能力增强,控制效果也随之增强。机理分析表明:合成射流位于前驻点的控制,主要通过在圆柱前缘形成虚拟气动外型来达到减阻控制的效果;而合成射流位于后驻点的控制,主要是通过增强回流区的动量掺混来提高回流区抑制分离的能力,从而达到减阻控制的效果。     

合成双射流逆向吹吸控制对翼型流动特性影响

为探究合成双射流(Dual?Synthetic?Jets,DSJ)技术对飞行器航向姿态的控制能力,采用数值模拟的方法,研究了反向DSJ对小攻角、大攻角下翼型绕流流场的控制机理及气动控制特性,并通过飞行试验验证了其航向姿态控制能力.结果表明:小攻角下,反向DSJ会使阻力增大,升力略有减小,俯仰力矩基本不变;大攻角下,反向DSJ会使升力、阻力及低头力矩增大.小攻角下施加控制后,激励器出口前由于射流的阻挡作用形成高压区,伴随着流向逆压梯度的增加,分别在两个出口后形成准定常低压回流区,致使前后压差阻力增大,但压力包络面积基本不变,故升力变化不大;大攻角下施加控制后,除了会在射流出口前、后分别形成高压区、低压区外,还会使背风面流动提前分离,扩大分离区域面积,同时也会减小分离区内的压力值,扩大压力包络,增大阻力的同时,也会提升升力.飞行试验结果表明,反向DSJ具有对飞行器巡航时航向姿态的控制能力,可实现的最大偏航角速度为9.01°/s.