超高速干气密封扰流效应及抑扰机制

干气密封在高速时优异的动压性能使其应用范围从传统的压缩机、离心机等中高速设备逐渐扩大到航空发动机、（微型）燃气轮机等超高速设备中。基于实际超高速工况特点,对转速范围为10 000~120 000 r/min时的干气密封性能进行了系统性仿真计算,结果发现：在一定几何参数和工况参数下,类似于气浮轴承的微振动现象,干气密封会出现疑似受气体压力波动流影响的开启力、泄漏量与转速非正相关变化的扰流现象,尤其在高压、大膜厚、小槽深时的扰流效应愈加显著;在转速持续增大过程中,干气密封微尺度流场会出现二次拐点现象,且一次拐点发生转速与设计参数有关,而二次拐点发生转速基本约为90 000 r/min。同时结合导流织构的设计思路,进一步研究了超高速下干气密封槽底导流织构的驱动导流效应,结果表明：加设导流织构后,承载效果明显提高,拐点发生工况延后且压力波动区域被压缩。表明导流织构具有良好的抑制扰流、维持开启力与转速持续正相关的作用,在此基础上,进一步阐释了导流织构的抑扰机制,以期为突破干气密封在超高速工况下的应用壁垒提供新思路。     

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

涡轴发动机空中停车故障分析与验证

针对航空涡轴发动机在使用过程中发生的空中停车故障,通过对损伤件及其断口进行宏观和微观检查、金相组织观察、化学成分分析,以及损伤件的温度分析和磨痕对比,确定了首断件。结合发动机参数分析和质量复查,查明故障原因为发动机返厂检修重新装配时,前篦齿封严环与导流盘在规定的压紧螺母拧紧力矩下轴向压缩量偏小,在高转速状态出现轴向间隙,前篦齿封严环松动;前篦齿封严环与静子封严环径向间隙不均匀,切向摩擦力增大造成前篦齿封严环与导流盘相对转动而剧烈摩擦,局部温度升高,导流盘破裂,导致发动机空中停车。通过计算和螺母拧紧力矩试验进一步研究了故障机理,并针对故障机理开展部件和整机模拟试验,复现了故障现象。     

大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。     

客机通风系统中风扇流量特性数值模拟与研究

研究客机通风系统中某型风扇在变流量条件下风扇各个性能参数的变化趋势。用基于CFX的数值模拟的方法得到了各流量下的风扇效率、压升、功率等参数和叶片表面静压力分布以及流场中的漩涡结构。计算与分析表明总压效率在一定范围内会随流量增大而增加,当流量达到一定值后再增加流量会使效率急剧降低。另外,流量的变化导致叶片表面静压力以及风扇所受气动力的变化,在低流量下,叶轮所受气动力存在一个最低点。在给定的流量范围内流场中的漩涡结构也会随流量变化,这主要是因为流量变化引起了攻角的变化。     

越肩发射反导拦截弹复合制导律研究

研究了优化反导拦截弹的越肩发射制导律,实现了对尾追目标的拦截,采用伪谱法和滑膜变结构理论设计了全弹道复合制导规律。利用Radau伪谱法求解以转弯时间最优为指标泛函的最佳转弯规律,通过曲线拟合给出了初制导转弯段的过载指令。选择零控脱靶量作为滑动模态对末制导律进行设计;利用这两种制导律的加速度指令构造了交接班导引律实现弹道的平滑。最后,对载机越肩发射反导拦截弹拦截来袭导弹的反导场景进行了数字仿真,结果表明所设计的复合制导律能够完成反导拦截任务。     

悬臂静子间隙影响的计算分析

悬臂静子在小型涡轮喷气和涡轴发动机的轴流压气机上广泛应用,为了探讨不同条件下悬臂静子间隙的影响,在特定的环境下,分别针对常规负荷和高负荷、小轮毂比和中等轮毂比,组合成几种不同方案,计算分析了静子根部径向间隙分别为弦长的0%、0.25%、0.5%、1%、1.5%和2%情况。计算结果表明:与叶栅中情况类似,在压气机中,悬臂静子同样存在一个特性上表现最优的最佳间隙;在根部未发生角区失速的大流量状态和设计状态,间隙的引入会使得特性恶化,在根部发生角区失速后的小流量状态,间隙的引入则能使得特性变优;间隙形成的泄漏流对角区分离的影响与间隙大小和角区分离程度相关;压气机设计状态负荷水平减小后,间隙的影响规律基本不变;轮毂比增大后,最佳间隙值有减小的趋势。     

相位检测误差对核磁共振陀螺输出频率的影响

针对核磁共振陀螺中采用相位检测方案时可能引起额外频率误差的问题,提出了通过控制电子顺磁共振失谐量及静磁场扰动来抑制额外频率误差的方案。基于Bloch方程,推导了惰性气体原子系综输出频率的表达式,并将相位检测的过程包含在内。建立了考虑相位检测误差的核磁共振陀螺频率误差方程,给出了相位检测引入的额外频率误差表达式并进行了数值仿真。仿真结果表明,通过设定合适的共振失谐量,其额外频率误差至少可以抑制1个数量级,而通过精确地抑制静磁场的一阶及二阶扰动,可以进一步抑制1～3个数量级,将额外频率误差降低到nHz量级。