航空发动机压气机盘瞬态温度场的数值研究

利用ANSYS/Thermal瞬态热分析功能对压气机盘腔进行了瞬态温度场数值模拟.并将模拟结果与试验数据进行比较,验证了压气机盘边界条件计算方法的可靠性和ANSYS软件作为压气机转子瞬态温度计算工具的有效性.     

高压压气机低速模拟试验与随动位移测量机构设计

对压气机内真实流动缺乏足够的认识是分析和设计高性能压气机的主要障碍.高压压气机的低速模拟试验作为摸清高压压气机内部流动、提高高压压气机性能的有效手段,一直受到航空发达国家的重视.本文介绍了旨在改善高压压气机性能的低速模拟试验方法,分析了其优缺点,并根据试验要求设计了一套具有切向移动和径向移动两个自由度的旋转探针测量机构,用于低速压气机转子三维流场测量.     

新概念燃烧室应用高温空气燃烧技术的数值模拟

为了将高温空气燃烧技术(HiTAC)应用于航空发动机燃烧室设计,本文设计了一个全新概念的燃烧室.该燃烧室将小型预燃室燃烧产生的高温贫氧烟气直接喷入与其连接的火焰简内组织成高温贫氧空气燃烧.本文对该燃烧室内的燃烧状态进行了数值分析.结果表明:该新概念燃烧室具有温度均匀分布,壁面有效冷却,NOx低排放,节约燃油等优势.     

某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟

由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义.采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布.计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值.     

高超声速飞行器后体喷管三维构型设计

为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型设计对后体喷管性能影响的参数研究.结果表明:后体喷管的三维效应不可忽视,后体喷管侧壁的存在及下壁面长度对性能影响较大.      

TA15钛合金支臂近等温锻造工艺

TA15钛合金支臂是某机承力构件,采用近等温锻造工艺,将近等温锻造成形技术应用于TA15钛合金支臂难变形合金外形复杂锻件生产,通过控制模具温度在坯料加热温度以下某一范围内,避免锻造过程中温升并使坯料处在较高塑性区,有效降低材料流动抗力,提高锻件组织均匀性、一致性,生产出组织性能合格锻件.     

巡飞器无舵偏情况下的气动数值分析

采用SSTk-ω二方程湍流模型,通过解耦求解雷诺平均N-S方程实现对巡飞器无舵偏情况下湍流流场的数值模拟。对巡飞器低雷诺数绕流流场进行了计算,分析了其在无舵偏情况下气动特性随迎角、侧滑角的变化情况。仿真结果表明,巡飞器采用充气式机翼后,具有很好的失速性能与较好的大迎角稳定性。     

一种剪切修正的涡黏性亚格子模型及其在槽道湍流中的应用

提出了一种利用壁面附近强剪切对涡黏系数进行修正的亚格子模型,称为剪切修正的涡黏模型.该模型能使涡黏系数在壁面附近自动满足壁面修正,在脉动为零的地方,涡黏系数自动为零,保证了壁面附近涡黏系数趋于零的特性.用该模型对槽道湍流壁面无吹吸、有吹吸,较低和较高雷诺数的情况进行了数值模拟,与直接数值模拟的结果进行了对比,结果吻合较好.      

通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.      

轴流压气机转子尖部三维复杂流动Ⅱ——数值模拟研究

在实验研究和理论分析的基础上,对亚声速压气机转子尖部复杂流动做了数值模拟研究,旨在进一步深入研究叶尖间隙和进口总压分布对转子叶尖复杂流动的影响。首先通过对与实验条件相同的转子尖部复杂流动的数值模拟研究,校验了数值模拟结果,并分析了转子尖部复杂流动速度场、压力场和涡量场分布特性。然后通过改变叶尖间隙尺度和进口总压分布,研究了二者对近叶尖复杂流动的影响。研究结果表明:当叶尖间隙小于1%叶片弦长时角区旋涡的发展是导致转子失速的关键;而当叶尖间隙大于2%叶片弦长时叶尖泄漏涡的发展是导致转子失速的关键;改变进口总压分布可以合理地组织转子尖部流动并扩大转子工作裕度。此外,通过观测近叶片吸力面二维涡线的发展趋势可以判断叶尖复杂流动的发展状态。