高压涡轮动叶内部冷却结构的改进设计

对某型高压涡轮动叶的内部冷却结构进行了详细的分析,提出了具体的改进方案,并利用有限元方法对改进前后的方案进行了叶片温度分布计算分析。结果表明,在相同冷却空气流量比的条件下,叶片尖截面表面最高温度降低了33°C,截面温差减小了131°C,改进效果明显。同时,改进后的冷却结构有效降低了叶片进口压力,提高了预旋喷嘴压比,减轻了高压涡轮转子的重量,达到了增加发动机推重比,减少冷却空气泄漏量,改善发动机性能的目的。     

低展弦比微型轴流涡轮弯叶片设计

针对微型轴流涡轮机面临的低展弦比、低雷诺数导致效率降低的问题,以某型200kW微型燃气轴流涡轮发电机高压涡轮为研究对象,采用数值模拟方法开展了低展弦比下微型弯曲轴流涡轮叶片设计技术研究。对展弦比为0.88的涡轮静叶,分析对比了正弯和J型弯静叶对微型涡轮流场的影响,结果显示:正弯静叶顶部出口气流角较大,造成下游动叶叶尖泄漏损失增大,整体效率下降;而J型弯方案抑制了下游动叶叶背中径的流动分离,整体性能较原型有所提升。然后,研究了J型静叶弯高和弯角对涡轮性能的影响规律,结果表明:采用大弯高小弯角设计的J型静叶提高了静叶根部通流能力,同时合理分配了静叶通道内的负荷以及出口气流方向,对涡轮级流场的改善效果更佳。J型静叶弯高为1、弯角为+5°时,级效率达到0.852,流量为1.205kg/s,较原型分别提高了0.77%和0.96%。     

脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用

近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流，这是脉冲式风洞的成功应用成果；在60-80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验，测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力，比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明：在M=5、6试验条件下，煤油自发点火延滞时间约4ms，因而工作时间为60-80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。     

脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究

燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备。燃烧加热风洞的试验时间（脉冲式和连续式）及燃烧方式（氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧）均会对发动机试验结果产生一定影响。研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性。研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞,在相同试验状态下,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10%左右;对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。     

氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究

笔者研究了一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型的气体动力学特性和推力特性。氢气从位于燃烧室突扩台阶后的支板逆来流喷注,测量了氢气燃烧状态下模型发动机壁面的压力分布和推力收益数据。实验结果表明,在氢气的当量油气比为0.35～0.8的范围,在本模型流道构型条件下,氢气自燃,并随当量油气比的增加,燃烧室内压力增加,获得的推力收益增大,最大推力收益达到500N。实验在CARDC的脉冲燃烧风洞中进行,实验马赫数为6,总温1850K,总压5.5MPa。     

高速风洞摆动叶片式阵风发生器非定常流场数值模拟与试验验证

为降低2.4 m大型连续式跨声速风洞阵风发生器的研发风险，以中国航空工业空气动力研究院0.6 m连续式跨声速风洞为依托，设计加工了一套摆动叶片式阵风发生器模型。以此为研究对象，采用自研ENSMB流场计算软件进行了非定常流场数值模拟并进行了试验验证，分析了摆动叶片式阵风发生器下游阵风速度场形成机理及分布特性，重点开展了叶片摆动频率和最大摆动幅值等参数对叶片下游阵风速度幅值影响规律研究。结果表明:计算结果与试验结果吻合较好，叶片下游的阵风速度场是由叶片尾涡引起的，且随时间呈周期性正弦规律变化，阵风速度幅值沿叶片展向分布不均，存在较大波动；阵风速度幅值先随叶片最大摆动幅值的增大而增大，在叶片最大摆动幅值为10°时达到最大，之后无明显变化，这可能是由于摆动幅度增大后叶片失速所致；叶片摆动频率的变化仅影响叶片下游阵风速度频率，对阵风速度幅值的影响不明显。     

导流片对大形状比出口弯曲混合管引射性能影响的数值研究

采用数值模拟方法对波瓣喷管-大形状比出口弯曲混合管引射系统进行了流动分析,重点研究导流片数目(n)和出口角(β)对引射性能的影响。与常规无导流片情形相比,出口导流片改善了混合气流在排气出口附近的均匀性,降低了喷管出口截面二次流流通的静压;引射系数随导流片数的增加呈现单调增大的趋势,在导流片数达到8以后继续增加导流片数量,引射系数变化微弱,相对于无导流片情形引射系数的增幅最大可达20%左右;引射系数随导流片出口角的增加而呈现出先增大后减小的趋势,存在一个相对较优的导流片出口角范围,在出口角度为78°左右时可以获得高的引射系数和总压恢复系数。     

渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却特性实验研究

提出一种新型气膜冷却孔型——渐扩后倾肩臂孔,运用压力敏感漆（PSP）实验技术,研究其与圆孔、肩臂孔的气膜冷却性能差异,并采用N₂和CO₂气体作为冷却气,对比分析了密度比1.0和1.5情况下吹风比（Br=0.5~2.0）对渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却性能的影响。结果表明:在相同密度比、吹风比条件下,渐扩后倾肩臂孔方案冷却效率优于圆孔和肩臂孔（肩臂孔略高于圆孔）。在密度比为1.0的情况下,当测量点离孔的距离与孔入口直径的比值x/D < 15时,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈递减趋势;当x/D>15时,冷却效率在Br=1.0时最大。在密度比为1.5的情况下,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈先增大后减小的趋势,在Br=1.0时冷却效率最大。分析认为:不同密度比情况下,吹风比对渐扩后倾肩臂孔冷却性能的影响差异,主要是由于密度比较小时,冷却气出口速度更大,使冷却气更易吹离冷却壁面。     

酒泉地区大气风场分布特征的研究分析

本文分析了2012-2021年酒泉地区大气风场垂直分布，日、月、季节及年际变化特征。根据风场特征分为新的3层结构：第1层高度是在4km以下，风速较小，基本都在2.5m/s左右，但不同季节的风向差别较大；第2层是高度在4-20km之间的大气风场，风速先随高度增加而递增后风速随高度的增加而递减，270°左右的西风为该层主导风向；第3层是在高度20km之上，风速随高度增加而递增，夏季以东风为主导风向，春季、秋季、冬季类似，随高度的增加从270°左右西风过渡到西南风。近十年，酒泉地区在高空西风急流增强和局地环流影响下，冬季的平均风速明显比过去增大，在12月/1月有高空风速的第3个极大值的存在。     

伽玛—伽玛模式结构可靠性的区间估计

讨论了3种情形下伽玛-伽玛模式结构可靠性的区间估计：（1）给出了形状参数已知，尺度参数未知时此模式结构可靠性的置信下限；（2）给出了尺度参数已知，形状参数未知且形状参数较大时此模式结构可靠性的近似置信下限；（3）给出了分布参数均未知但形状参数较大时此模式结构可靠性的近似置信下限。     

小型水平轴风力机调速特性的实验研究

对小型水平轴可变桨距风力机调速特性的大量风洞实验结果进行了分析，并结合理论予以讨论，研究了各有关参数对风轮调速特性的影响。结果表明，要使风轮得到理相怕调速效果，必须综合考虑调速机构参数和叶片的设计，只要设计适当，在大于额定风速后，具有螺旋槽变距机构的小型水平轴风力机的速的眯化可以基本保持额定转速不变，得到相当宽的工作风速范围。     

涡轮发动机动力模拟器校准箱天平校准技术研究

笔者通过对校准箱中德国涡轮发动机动力模拟器(TPS)天平的研究,提出了外式组合天平校准方法及校准原理.针对TPS德国天平本身的结构特点、载荷大小,建立校准中心.研制一套专用德国天平校准装置,进而对该天平进行最终校准,给出校准公式,得出校准数据.     

湿空气透平循环饱和器水温控制建模分析

湿空气透平(Humid air turbine,HAT)循环是当今最先进的燃气轮机循环之一,饱和器水温控制是HAT循环一种通过改变饱和器给水量维持进口水温的控制逻辑。基于上海交通大学HAT循环实验台建立HAT循环模型,分析饱和器水温控制对HAT循环系统稳态和动态性能的影响。仿真结果表明,饱和器水温控制可以提高系统变工况运行的效率。对于研究对象,系统效率在75%工况条件下提高0.071%。此外饱和器水温控制可以使得饱和器更快达到稳定,但对HAT循环系统功率调节特性的影响较小。     

高速柔性转子动力特性及平衡技术试验研究

某新型涡轴发动机动力涡轮轴组件是一个带弹性支承和挤压油膜阻尼器的高速柔性转子,对其动力特性和高速动平衡进行试验研究,试验测得轴组件的动力特性,并和计算结果进行对比分析,在此基础上,完成高速动平衡试验。     

汽轮机真空值偏高的原因分析及处理

针对充矿科澳公司南屯电厂4#机组的汽轮机真空值偏高的现状,在充分调查和分析原因的基础上,对降低汽轮机真空值展开研究．在19个影响原因中确定4个为主要原因,并采取相应措施。实施效果表明,与改造前相比,机组负荷由原来到80％（即40MW）就因汽机真空值高而带不上去,到现在满负荷运转时,真空≤-0．091Mpa,完全达到了改造前的目标。     

Numerical Analysis of Influence of Gurney Flaps Applied to Wind Turbines

The effect of Gurney flaps with different heights on the S809 airfoil and NH1500 blade is numerically simulated. The influence of the Gurney flap is analyzed at different wind speeds and the comparison of the aerody namic performance is given between the blades with and without the Gurney flap. The results demonstrate that a Ourney flap added on the blade can greatly increase the efficiency of the wind turbine especially at high wind speeds.     

降低CC50汽轮机推力瓦运行温度研究

针对4#机组汽轮机出现正推力瓦运行金属温度偏高的状况,在深入调查4#机组汽轮机现状的基础上,通过与现有标准相比较,确定目标为正推力瓦运行金属温度≤95℃;在具体分析其影响因素的基础上,确定了5个主要影响因素,并针对其采取了相应措施,改造结果表明确实使4#机组汽轮机组正推力瓦运行金属温度低于95℃,达到了预期目标,为汽轮机的改造提供了技术指导。     

端墙形状对蒸汽涡轮效率的影响(英文)

运用CFD数值计算和平面叶栅的吹风试验对蒸汽涡轮导向叶片的端墙效应进行了研究,并在一试验蒸汽涡轮上得到了验证。由于本文研究给出了较高的效率,进一步实施了大量的三维数值模拟,该结果显示使用这一叶型对涡轮有一定的改善,尤其在涡轮叶片尖部有端墙时。在试验蒸汽涡轮上测量了尖部、根部均有端墙和仅尖部有端墙的不同效应,结果表明尖部有端墙时效率有所提高,然而当叶片有直端墙时,效率反而会下降。     

叶片冷却的静叶时序对涡轮的性能影响

燃气轮机工作过程中上游叶片的尾迹会周期性地扫掠下游叶片,这使得下游叶栅通道内的流场呈现显著的非定常性。而时序效应作为一种典型的非定常流动现象,已受到国内外学者的广泛关注。本文研究双级气冷涡轮,利用全三维非定常数值仿真的方法分析了第1级与第2级静叶之间的时序位置对涡轮流量和效率的影响。计算结果表明处于不同时序位置下的涡轮第2级静叶叶身冷气流量的差异可达15.6%,涡轮41截面效率和热效率的波动幅值则分别达到了0.33%和0.26%。涡轮冷气流量的变化一定程度上影响了41截面效率,但时序位置对下游叶栅通道流动损失的影响才是造成涡轮效率差异的主要原因。