翅片-管复合式减涡器温降及流阻特性数值模拟

为了探索翅片-管复合式减涡器盘腔内径向内流总压损失及温降特性的分布规律,对简单盘腔、管式减涡器、翅片-管复 合式减涡器3种模型在不同转速、不同工况下的流场结构、总压损失分布规律及温降系数进行了数值模拟。结果表明：翅片-管复 合式减涡器能明显减小盘腔内的旋流比,提高气流径向引气效果,从而提高引气品质,其温降效果和减阻性能均优于管式减涡器 和简单盘腔的。管式减涡器与简单盘腔相比,其温降效果提高约54.3%,减阻效果提高约64%;翅片-管复合式减涡器与管式减涡 器相比,其温降效果提高约3%,减阻效果提高约40%。翅片-管复合式减涡器的整体性能最优,具有较高的工程应用价值,其研究 结果对压气机二次空气系统设计具有一定的指导意义。     

翅片安装高度对共转盘腔减阻特性影响的数值研究

为了探索翅片安装高度变化对共转盘腔径向内流总压损失的影响规律,对不同转速、翅片径向安装高度下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构及总压损失分布曲线。研究结果表明:翅片安装高度能够影响盘腔内部旋流比分布情况,翅片吸力面流体的旋流比大于压力面侧;随着翅片安装高度的升高,减涡器的总压损失先减小后增大;在所研究工况及结构参数下,翅片下端径向高度与盘腔高度比值为0.476时减涡器的减阻效果最好,压力损失系数降低16%左右;在一定条件下,翅片式减涡器总压损失主要集中在翅片所在盘腔分区;翅片上端和下端盘腔分区总压损失对减阻性能的影响起决定性作用,且上端的影响大于下端的影响。     

旋流杯结构对燃油雾化粒径的影响

为深入研究进气参数、旋流杯结构以及中心喷嘴与旋流杯文氏管的轴向配合对航空煤油雾化粒径的影响,采用LSA（laser size analyzer）-Ⅲ激光粒度分析仪在常温常压下对同向双级轴向旋流杯出口下游35 mm处燃油索太尔平均直径（SMD）进行测量。结果显示:随着旋流杯头部压降的增大,燃油SMD不断减小,但减小趋势不断变缓;叶片角在35°附近时,燃油粒径较小;内外两级旋流强度需相互匹配,两者共同影响燃油预膜与破碎;文氏管喉道直径影响了内级旋流强度及成膜质量,喉道直径与文氏管长度比在1.04~1.13内,燃油SMD较小;套筒扩张段限制喷雾运动,其值过大或过小都会导致燃油SMD增大;燃油喷嘴与文氏管装配位置影响液膜破碎质量。      

管-隔板复合式减涡器流阻特性

为了探索管-隔板复合式减涡器结构对共转盘腔径向内流流阻特性的影响规律,对不同转速、管-隔板复合结构下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构、总压损失以及沿程总压损失分布曲线。研究结果表明:相对于基础管式减涡器,管-隔板复合式减涡器可以明显降低盘腔内的总压损失。管式减涡器盘腔上游安装隔板的减阻效果要优于盘腔下游安装隔板的减阻效果,且上游隔板和下游隔板存在最佳无量纲长度为0118和0065,与基础模型相比,最佳减阻效果分别提高17%和5%。在最佳隔板长度下,管式减涡器上、下游同时安装隔板的减阻效果最好,相比于基础模型,减阻性能提高19%。     

双级轴向旋流器气量分配对流场特性影响的数值模拟与试验验证

为了探究双级轴向旋流器气量分配对流场特性的影响,对相同进口条件下不同旋流器流场特性进行数值模拟,并结合流量特性试验和粒子图像测速仪流场试验进行验证。结果表明:当第1、2级旋流器气量比由0.32增大到1.48时,旋流器下游轴向、径向速度降低,气流扩张角、回流区宽度以及回流率均减小;不同气量分配的第1、2级旋流在文氏管出口与套筒出口之间剧烈掺混,经过套筒出口后,旋流数均小于0.4;在相同的结构形式下,不同气量分配的双级旋流器通过改变第1、2级旋流器在文氏管出口处的旋流数,进而改变了第1、2级旋流相互掺混的强度,并最终影响了下游流场。     

强声激励下旋流火焰周期性流动结构的实验研究

强声波扰动下旋流流场的动态特征对于理解旋流火焰的非线性响应特性非常重要。基于超高重复频率脉冲串式激光器高速粒子示踪技术测量了强声激励下旋流火焰的动态流场,研究了旋流流场周期性涡结构和流场-火焰动态相互作用。周期性声波扰动会在旋流火焰内剪切层和外剪切层中引起固有涡结构。发现外部涡环在卷曲火焰锋面和改变火焰热量释放速率中起主要作用,而内部涡环分布在火焰根部并会影响中心回流区速度分布。定量提取了声诱导涡环的轨迹、涡量、环量、尺寸、出口速度以及加速度之间关系,发现强声激励下的出口速度和加速度决定了外部涡环的形成和脱落过程。     

冲压转子发动机切向驻涡燃烧室

介绍了冲压转子发动机的工作原理,提出了适用于这种发动机的切向驻涡燃烧室新概念;讨论了切向驻涡燃烧室的基本气动热力学和结构特点,并用数值计算方法对其进行了初步研究,给出了初步试验结果。     

进气道旋流的模拟及试飞中的测量与评价

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,研制了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.通过数值模拟、风洞试验逐步验证了叶片式旋流发生器的有效性,分析了各种可调参数对旋流发生结果的影响.提出了飞行试验中可行的旋流评价指标以及测量方案,并应用于风洞试验以进行验证.数值及试验结果表明:①所设计的旋流发生器可产生整体涡强度达28°的旋流;②叶片数、叶片攻角对旋流发生效果的影响最为显著;③通过不同的叶片布局方式可模拟出各种典型的旋流结构.      

空气系统径向内流引气的流动特性数值分析

对有/无导流盘引气结构的空气系统径向内流引气进行数值模拟,并对两者的流场和气流沿程总温进行对比分析。研究表明导流盘能显著降低气流的沿程总温,总温降高达40K,而无导流盘引气结构的总温降仅为10K。导流盘能减少气流的流动阻力,在小流量情况下的减阻作用更为明显。两种引气结构的旋流系数峰值随引气流量的增加而增大。在大引气流量下,带导流盘引气结构的旋流系数峰值高达3.0,其减阻优势严重削弱。通过对外作功和降低气流的旋转速度,导流盘具有减阻降温的作用,可以显著地提高空气系统的引气品质。     

钝体绕流有旋流中回流区与进动涡核的大涡模拟

针对旋流数为0.57、0.68、0.91和1.59四种工况下的悉尼旋流燃烧器的冷态流场进行了大涡模拟,选取动态Smagorinsky涡黏模型作为亚格子尺度的湍流模型,研究不同旋流数下的流场结构、进动频率和进动涡核。模拟结果表明,旋流数为0.68时,钝体回流区长度最短。随着旋流数的增加,中心射流出口的旋流剪切层不断衰减,而下游的旋流剪切层不断增强。功率谱分析表明,进动现象的出现和消失对应于与旋流剪切层的增强和衰减;中心射流与下游区域具有不同的进动频率,表明流场中存在着两个独立的大尺度涡旋结构。不同取值位置的周向速度相关性分析进一步佐证了两个涡旋结构的存在。轴向位置70 mm处的横截面上瞬时流线和压强分布证实了下游流场存在着进动涡核。瞬时压强等值面显示了中心射流出口和下游流场进动涡核的三维螺旋形结构。下游流场的进动涡核均与平均速度场流线在空间上成正交关系,表明进动涡核是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。