航空发动机燃烧室数字孪生体系关键技术

通过曲线坐标系浸没边界方法（IBM）,在设计阶段可以实现对真实航空发动机燃烧室的高保真虚实映射,保留全部几何结构信息。在IBM方法基础上,采用大涡模拟（LES）结合概率密度函数输运方程湍流燃烧模型（TPDF）,对双旋流燃烧室、某单头部直流燃烧室以及某折流燃烧室1/10模型进行真实结构仿真,测试数字孪生体系关键技术的有效性。对比预测结果和实验结果,双旋流燃烧室的旋流器出口附近轴向、径向、切向速度平均误差分别为15.7%、23.8%、15.0%;非稳态解析了真实直流燃烧室与折流燃烧室的详细湍流燃烧场,出口温度分布的平均相对误差分别为11.66%和17.95%。因此基于虚实映射得到的燃烧室数字孪生体系具有一定的有效性,该方法具有潜在的工程应用前景。     

基于相界面数据交换的结冰多相传热过程研究

发动机结冰会对飞行安全造成影响,研究发动机结冰过程机理可以帮助提高飞行安全性能和完成适航验证。使用欧拉法计算了水滴运动过程,使用能量平衡法计算了结冰的多相传热流动过程,使用一维导热模型矫正了壁面导热过程,并提出了基于相界面导热平衡方程的数据交换模型。基于此模型进行了发动机进口部件的冰风洞实验数据数值验证,模拟计算最大结冰厚度与试验误差能够控制在10%左右。相界面数据交换模型能够对近壁的水膜流动和温度梯度进行精细化模拟,并且将用户自定义函数（UDF）与求解器进行流场参数的实时交换,经验证后表明该模型在计算结冰最大厚度时具有较好的精度。     

紧凑翅片管式空气-燃油换热器试验

为实现航空发动机内部热环境与热沉的有效交互,探究换热元件的流动换热特性。以航空发动机燃油系统回油冷却换热器为例,开展了小管径矩形翅片管式空气-燃油换热器流动换热性能试验研究。试验采用高温燃油与常温空气两股工质在换热器中进行能量交换,探究换热器在不同工况下的流动与换热性能,获取矩形翅片管式换热单元管外流动换热经验关联式。结果表明：矩形翅片管式换热单元的表面传热系数约为相同结构参数光滑管束换热单元的44%,且试验结构换热单元阻力系数高于光滑管束单元,在进行翅片管束换热器设计时应综合考虑翅片对流动换热性能的影响。试验获取的翅片管式换热单元管外努塞尔数经验关联式与阻力系数经验关联式拟合偏差均不超过5%,较为准确地反应了换热单元外侧的流动换热特性。     

航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展

详细介绍了磷光测温技术的物理机制、测量方法、常用材料及制备工艺,并从磷光材料及其制备工艺、温度测试方法及系统、发动机环境下信号传输方案三个层面梳理了磷光测温技术在航空发动机热端部件表面温度测试领域的发展历程和研究动态。通过对航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展的全面分析,充分验证了磷光测温技术与待测面发射率无关,受复杂燃气组分吸收散射影响小,可测量半透明介质内部温度场的独特优势,凸显了磷光测温技术在航空发动机极端环境下热端部件瞬态温度场测试中的应用潜力,有望实现更高的测温范围和测试精度,支撑新一代航空发动机的精细化设计。     

航空发动机燃烧不稳定性预测及控制研究进展

燃烧不稳定性问题广泛出现在各类航空发动机燃烧室内,该问题是火焰非定常热释放和声波充分耦合的结果,发生时伴随着大幅度的压力脉动,严重威胁发动机的稳定工作及结构安全。目前,包括中国在内的各航空发动机研制国家在多数发动机型号的研制过程中,均遇到了严重的燃烧不稳定性问题,且发动机越先进,该问题越复杂且难以解决。在深入认识其发生机理的基础上,对其进行准确预测并设计有效的控制手段,对航空发动机的研制具有重要意义。系统阐述了该问题的研究现状,介绍了燃烧不稳定性问题发生关键,即军用的钝体燃烧加力燃烧室和民用的贫油预混环形燃烧室的非定常流动及火焰响应特征。综述了该问题研究常用的燃烧不稳定性声网络预测分析模型,重点报告了为了耦合考虑燃烧室声软壁面被动控制设计,团队所发展的三维燃烧不稳定性预测控制模型。基于该模型,介绍了壁面声衬参数及布局对燃烧不稳定模态控制效果影响的研究进展,为先进发动机燃烧不稳定性的排故提供技术储备。     

带缘板修型的静盘深腔型复合封严试验

采用CO₂气体体积分数测量法研究一种带缘板修型的静盘深腔型复合封严结构。同时选取轴向封严结构和叠覆封严结构作为比较基准,重点关注主流雷诺数(0.75×10⁵～9.4×10⁵)、封严流量(流量比0.2%～2.5%)、旋转雷诺数(1.6×10⁵～8.1×10⁵)等典型工况参数对盘腔内压力分布和封严效率的影响情况;并在此基础上开展了相应的数值研究,获得了封严腔室内详细的流场信息。结果表明：在试验设计工况范围内,主流雷诺数的改变对静叶尾缘和动叶前缘的周向压力分布影响显著。主流雷诺数增加,主流通道内压力升高,主流气体入侵加剧;增加封严流量有利于提高盘腔内压力,从而提升盘腔封严效率,但这对静叶尾缘压力影响较小;增加旋转雷诺数会增大静叶尾缘和动叶叶间通道前缘的静压,加重主流气体入侵,降低盘腔封严效率。相比轴向封严结构,叠覆封严结构由于高半径封严容腔的设置,改变了盘腔流场结构,有效地将主流气体阻隔在封严容腔内,保证了低半径盘腔的封严效率在80%以上。新型封严结构的静盘深腔和缘板造型设置,不仅保...     

旋流数对小限制率旋流喷雾及火焰特性的影响

分布式贫油直喷（Distributed Lean Direct Injection,DLDI）燃烧室是国外多点贫油直喷（MLDI）燃烧室的实用发展形式。本文对DLDI燃烧室的主燃级单元LDI开展研究,主要关注外旋流器旋流数（Sn）从0.65降低到0.33对流场、喷雾和火焰结构的影响。利用FLUENT软件、采用雷诺平均方程（RANS）对时均流场进行求解;利用离散相模型（Discrete Phase Model）对喷雾散布进行模拟;利用Mie散射和激光粒度测量仪对喷雾散布和SMD（Sauter Mean Diameter）进行测量,并对仿真结果进行验证;利用高速摄像机拍摄火焰结构。研究结果显示Sn变化直接改变流场结构：随着Sn的减小,外旋流射流对内旋流射流的压制逐渐变强,内旋流射流的张角和中心回流区尺寸都逐渐缩小;尤其在Sn为0.33时,角涡回流区演化成壁面回流区。流场变化影响液雾散布：Sn在0.38~0.65区间时,喷雾核心主要由内旋流射流输运,喷雾张角由内旋流射特性决定;当Sn为0.33时,喷雾核心会在自身惯性下射入外旋流射流,在外旋流射流以及壁面回流区的作用下均匀散布。喷雾散布结果表明喷雾核心射入外旋流射流时更有利于液雾的散布。火焰结构的研究结果显示在小限制率条件下,Sn为0.33时,中心回流区回流量不足、无法稳定火焰,此时形成的壁面回流区创造了新的稳火点来帮助稳定火焰。     

主流速度对微细管式预冷器结霜和抑霜特性的影响

基于不同的实验工况,对微细管式预冷器分别开展了结霜和抑霜的地面实验研究,具体的实验工况为：主流的温度和湿度值分别为50℃和1.8 g/kg;主流速度分别为10、20、30 m/s。在不同主流速度的抑霜实验中,向主流中喷射的无水甲醇-水的质量比均为1.0。结霜和抑霜的地面实验结果均表明,主流速度对微细管式预冷器的结霜和抑霜特性均有显著的影响,且增大主流速度,能够明显地减少霜层在预冷器微细管束壁面外侧的凝结和累积量。在抑霜实验中,由于向主流中喷射了质量比为1.0的无水甲醇,预冷器微细管束的壁面温度显著增大,且抑霜效果得到明显改善,自由来流的压力损失系数亦明显下降,且预冷器的换热率显著增大。此外,随着主流速度逐渐增大,自由来流的压力损失系数急剧增大,而凝结在预冷器微细管束壁面外侧的霜层覆盖面积明显减小,这表明增大主流速度有利于抑制霜层在预冷器微细管束外侧壁面上的凝结和累积。     

涡轮动叶吸力面气膜冷却径向差异对比

数值仿真研究了不同吹风比和旋转雷诺数条件下涡轮叶片吸力面不同叶高位置处气膜冷却效率分布的差异。研究涉及5个直径为0.8 mm的圆柱孔,气膜孔处于涡轮叶片吸力面17.8%流向位置处,并分别处于10%、30%、50%、70%和90%叶高位置处。研究在400、600 r/min和800 r/min转速下进行,分别对应旋转雷诺数357 000、536 000和715 000。研究涉及5个吹风比：0.50、0.75、1.00、1.25和1.50。研究结果表明：靠近叶根处的气膜受叶根通道涡影响明显向叶顶方向偏转。不同叶高位置处的气膜冷却效率分布存在明显差异。旋转给冷却射流带来附加离心力和哥氏力的作用,使得吹风比和旋转雷诺数的增加对不同叶高位置的气膜尾迹偏转产生不同影响。旋转雷诺数对不同叶高位置的气膜冷却影响存在差异。     

带抑涡支孔结构新型气膜孔的实验研究

采用稳态液晶测温法对基准孔和3个在计算中有较好冷却效率的带抑涡支孔结构新型气膜孔进行了实验研究。实验结果表明:新型气膜孔的抑涡支孔对主气膜孔起到了保护作用,使新型孔在不同吹风比下的冷却效率要高于普通基准孔,特别是在高吹风比的情况下,这种现象更加明显。在低吹风比情况下,三种不同结构新型孔的冷却效率差别不大;而在高吹风比时,支孔与主孔平行孔型和支孔在主孔下游孔型要高于支孔在主孔上游的孔型,该现象随着吹风比增加会愈加明显。