舰船燃气轮机高压涡轮颗粒沉积特性研究

为了探究典型舰船燃气轮机高压涡轮叶栅通道内部的颗粒沉积分布规律,论文以分析随燃气进入涡轮叶栅通道内的颗粒的动力学及颗粒与壁面相互作用的特性为出发点,探究颗粒与涡轮叶片表面撞击后发生黏附与剥离以及沉积与反弹的相互作用准则,在此基础上构建相应的颗粒壁面沉积模型,采用数值模拟方法,建立气-固两相流无量纲方程组,嵌入UDF用户自定义函数,并比较分析临界速度模型和临界黏度模型对于模拟颗粒沉积分布的异同。结果表明,在本文工况条件下,对于临界速度模型而言,叶片表面和下端壁处的颗粒沉积效率都在动量Stokes数增大到约0.1时开始从100%减小,在动量Stokes数增加到约10后减小到0;上端壁处的颗粒沉积效率在动量Stokes数增加到约1时开始从100%减小,在动量Stokes数增大到约100后减小到0。而对于临界黏度模型而言,叶片表面和下端壁处的颗粒沉积效率随着动量Stokes数的增大而不断增大,二者都在动量Stokes数约为1时达到100%,而上端壁处的沉积效率却先增大后减小,最后再增大,在动量Stokes数约为0.1颗粒沉积效率降低到最小值约为80%,后开始增加到100%。     

涡轮叶片冷却技术的应用和发展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,论述了涡轮叶片冷却技术的应用情况,展望了涡轮叶片冷却技术的发展趋势.阐述了研究涡轮叶片冷却技术必须同时重视改革工艺方法,合理的也是可行的做法应是开发高性能耐高温材料和发展新型高效涡轮叶片冷却技术并重,甚至将其合二为一,发展复合结构设计这一新型设计思想;以及对涡轮叶片根据实用要求用多种材料进行复合结构设计,用力学理论分析和强度实验的方法进行材料组合优化、复合结构优化,充分发挥各种材料特长,形成一种任何单一材料所不具备的优异性能涡轮叶片的观点.     

一种基于计算几何控制无量纲参数的叶片造型方法

应用目前先进的自由曲线理论,开发了一种新的叶片造型方法——B样条控制中线角叶型(BMAA)方法。分别选取准均匀B样条和贝塞尔曲线,实现了对叶型中线和厚度的方便、灵活控制;同时综合考虑方便性与实用性,选取四点控制参数进行设计。分别利用BMAA方法与原有定制叶型、任意中线方法,对某单级压气机进行设计,结果表明:对于超/跨声叶片设计,BMAA方法设计的叶片性能略优于定制叶型;与任意中线叶型达到的性能相当,但叶型控制便捷性和叶型光滑性优于任意中线叶型。     

民机典型前缘结构抗鸟撞分析研究

为保障飞行安全,CCAR25 部对民机结构抗鸟撞性能提出了严格的指令性要求,须对机翼前缘、平尾前缘和垂尾前缘等典型前缘结构进行鸟撞分析。鸟撞分析涉及到结构的动力学分析、鸟体的本构关系模拟、材料的高速非线性效应以及结构大变形等多方面因素的影响,相关的计算复杂,会耗费结构设计人员大量的精力和时间。通过采用经验公式和仿真分析方法对前缘结构抗鸟撞性能进行快速的分析,可达到对结构的抗鸟撞能力进行快速预估并从而指导设计的目的。     

低负荷弯叶栅流谱结构与气动性能的实验研究

在一套典型的低负荷矩形涡轮静叶栅中开展弯叶片影响叶栅内部流谱结构与气动性能的实验研究。利用微型5孔探针分别对6套叶栅的进出口流场进行详细测量,并在叶栅表面和端壁进行油流显示实验。从定性和定量的角度考察了叶片弯曲对壁面流谱拓扑结构、出口涡量、出气角及二次流损失分布的影响,总结了弯叶片影响边界层迁移与二次流损失发展的规律。     

用反圆环面刀加工变曲率过渡曲面原理

基于宽行加工理论和广域曲率吻合原则,提出一种利用圆环面内侧作为刀具工作面的反圆环面刀具宽行加工叶片进排气边的新方法.该方法通过优化刀具摆角使具有定母圆半径刀具工作面的包络面充分逼近叶片进排气边曲面,从而使刀具能在给定的精度范围内以最大行宽和最少刀轨行数加工出进排气边.最后,以某型号发动机叶片的进气边为例进行了加工实验.结果表明该方法能够大幅提高进排气边的加工质量,且反圆环面刀的加工行宽比球头刀提高了5倍.     

涡轮叶片导管快速建模

导管是涡轮叶片冲击冷却的核心部件。为实现复杂冷却结构叶片导管的快速建模,提出了创成式导管快速建模方法。首先应用截形法构建适应叶片内腔几何形状的管身截面线以创建管身,然后应用截交包络裁剪法与特征等弧长阵列方法保证了导管冲击孔与导管突起的建模稳定性与建模效率,并构建了突起定位迭代公式,保证了导管与叶片内腔的配合精度。最后采用UG Open API工具开发了导管快速建模程序,验证了所提方法的可行性。      

涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30 m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。