精细化涡扇发动机过渡态建模与验证

为了提高涡扇发动机过渡态性能仿真的精度并实现过渡态性能计算模型的工程应用，梳理了不同因素对涡轮发动机过渡态性能的影响机理，介绍了各影响因素的建模方法，在此基础上建立了精细化涡扇发动机整机过渡态性能仿真模型。研究分析了总温、总压和燃油流量传感器的过渡态效应及其建模方法。最终利用涡扇发动机整机地面台架加减速性能试验数据对精细化过渡态模型进行了验证，结果表明：高低压物理转速、推力、压气机出口总压和内涵排气温度的平均误差分别为0.45%,0.77%,0.61%,0.44%和1.77%，最大误差分别为2.82%,1.92%,7.45%,5.67%,5.28%，加速时间的误差小于0.26s。本文揭示了过渡态性能仿真模型误差的机理。     

航空发动机内流场数据平均方法研究综述

回顾了在航空发动机测试结果处理和数值仿真边界条件构建过程中发展而来的多种数据平均技术。归纳静压、总压、总温基于面积、体积流量、质量流量和熵通量等权重的加权平均法；介绍在假想混合面上与非均匀物理场满足相同物理特性的等效平均法及其扩展方法。梳理基于质量、动量、能量和熵等通量守恒规则发展出来的转静子交界面处的周向平均法；比较了不同加权平均方法之间各种等效平均方法之间的差别。最后总结各类平均方法的优势和缺陷，给出针对性应用场合中数据平均方法的选择建议。     

扰动激波冲击界面不稳定性:反射激波效应

通过平面激波绕刚体圆柱的方法形成扰动激波，采用无膜技术形成N₂/SF₆均匀界面，在竖式激波管中开展了扰动激波冲击界面Richtmyer-Meshkov (RM)不稳定性实验研究。针对3种不同的无量纲距离η(圆柱到界面距离与圆柱直径之比)情形，利用高速纹影技术及平面Mie散射技术，获得了反射激波二次冲击作用下的界面演化图像。前期工作(邹立勇等，2017)显示，入射激波冲击后，界面发展为包括中心气腔和两侧台阶的"Λ"形结构。研究结果表明:反射激波二次冲击后，"Λ"形界面首先经历相位反转，然后扰动逐渐发展增强。在η=2.0情形，界面演化为气泡，而当η=3.3和4.0时，在整体的气泡结构之外，界面中心发展为尖钉结构。获得了反射激波作用后的混合区宽度，并与理论模型结果进行了比较。在界面演化线性阶段，Meyer-Blewett(MB)线性模型结果和实验结果吻合较好。在界面演化非线性阶段，Dimonte-Ramaprabhu (DR)模型结果和实验结果吻合较好。特别地，当η=4.0时，理论与实验结果差别最小。     

高压涡轮导叶非轴对称端壁优化设计

为使高压涡轮导叶非轴对称端壁造型在减少二次流损失、提高气动性能方面更好的发挥作用,以某一级高压涡轮为研究对象,采用端壁参数化造型、三维Navier-Stokes（N-S）方程流场求解和基于人工神经网络的遗传算法相结合的优化方法对涡轮导叶进行非轴对称端壁的优化设计。优化目标为在控制涡轮导叶进口质量流量、出口马赫数及出口气流角的情况下,导叶出口总压损失系数和出口二次流动能最小化。对比分析优化前后端壁对涡轮导叶出口参数和涡轮级性能的影响。结果表明：优化后得到的非轴对称端壁有效地改善了涡轮导叶通道内的流场,抑制了通道内二次流涡系的发展,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口总压损失系数降低了14．85％,高压涡轮级等熵效率提高了0．456％。     

航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法

根据对飞机噪声控制技术历史发展演化过程的总结分析，研究了民用航空发动机气动与声学一体化设计的目标、方法、流程、理论模型和发展趋势等。基于对航空发动机气动设计过程的分析，给出了航空发动机气动与声学一体化设计的流程和方法。分别从“发动机总体热力循环设计”“发动机部件通流设计”“发动机部件三维详细设计”等三个流程，介绍了航空发动机声学设计理论和技术国内外的发展情况，详细论述了发动机气动声学设计的理论、模型和方法，分析了目前航空发动机声学设计理论的主要问题及未来的研究重点，并以具体发动机设计实例分析了不同设计阶段航空发动机的气动与声学一体化设计方法思想。     

对转压气机最先失速级的小扰动理论分析

 对转压气机(CRC)由于其独特的气动和结构优势而被认为是进一步提高航空发动机推重比的重要技术途径之一。在小扰动理论的基础上发展了对转压气机旋转失速的小扰动分析方法,并以实验室对转压气机为研究对象,采用小扰动理论和计算流体力学(CFD)数值模拟两种方法对不同转速匹配工况下的最先失速级位置进行了相应的研究,为对转压气机失速边界的预估探索一种快速有效的方法。研究结果表明:①旋转失速的小扰动分析方法可以较好地预估对转压气机失速边界和最先失速级位置;②小扰动分析方法和CFD计算结果均显示:转速匹配方案对对转压气机最先失速级位置存在明显的影响。当转速比大于或等于0.9时,转子2为最先失速级;当转速比小于0.9时,转子1为最先失速级;③由于小扰动分析方法进行了大量的简化,因而使得预估值同实际值之间存在相应的误差。同时,由于对转压气机级间存在较强的非定常性,进而使得相对误差进一步增大。     

爆震室长度对反传影响的数值研究

 对吸气式脉冲爆震发动机(APDE)的反传进行了数值研究,分析了反传的形成及传播特性,得到了爆震室长度对反传的影响。结果表明:反压能够影响整个进气道,缩短爆震室长度有利于降低反压强度。要使反压强度大幅下降,爆震室长度需要大幅缩短。爆震室长度较长时,增长爆震室长度对反压强度影响不大,但会延长进气道的泄压时间。反压会造成进气道内流动反向,反流速度随着爆震室长度增长而增大,爆震室较短时这个趋势更加明显。反传燃气的影响区域明显小于反传压力,当爆震室长度缩短到一定程度时,燃气不会传入进气道。爆震室长度较长时,爆震室上游与进气道下游之间的流道内会出现燃气分布不连续的现象。     

一种采用径向串联方式的组合旋涡泵设计方法

给出了一种采用径向串联方式的两级组合旋涡泵设计方法.该方法首先使用经验系数法对旋涡泵的结构参数进行初步设计,然后采用Hex/Wedge网格单元划分Proe所建立的旋涡泵三维模型的网格;进而通过CFD数值模拟反复迭代优化得出旋涡泵的最终结构参数;最后对组合旋涡泵内流场进行了仿真分析并与试验数据进行了对比分析.对比分析表明在设计点仿真数据与试验数据的相对误差不超过2％,所设计的两级组合旋涡泵达到了预期性能指标.表明该设计方法是可行、有效的.     

涡轮叶尖空腔造型数值分析

对某高压涡轮第一级的转子叶尖进行空腔造型处理,并在级环境下对原始叶片和修型叶片进行数值模拟。详细分析了叶尖空腔造型对泄漏流流场的影响,计算比较了不同空腔深度对涡轮效率、泄漏流流量的影响。结果表明:通过对涡轮叶尖进行空腔造型处理,可削弱通道涡和泄漏涡,使泄漏流流量下降,改善出口流场,提高涡轮效率。空腔深度对涡轮效率有较大影响,且存在最佳深度值,在最佳深度值下涡轮效率提高约0.24%。     

基于旋转阀的脉冲爆震火箭发动机实验

针对现有条件下电磁阀高频与大流量不可兼得的矛盾,设计了一种凸轮式旋转阀,以此来控制脉冲爆震火箭发动机氧化剂、燃料和隔离气体的间歇式供给.基于该旋转阀,以汽油和富氧空气为推进剂,进行了不同频率下的实验.实验结果表明,推进剂和隔离气供给压力与点火相位直接影响到能否稳定起爆.随着频率的增加,在1～ 10 Hz范围内,降低隔离氮气压力、调整点火相位可实现发动机的稳定工作;10Hz以上时,仅需要提高油气的供给压力.基于该旋转阀控制技术,脉冲爆震火箭发动机实现了工作频率30 Hz的稳定工作.