基于通流方法的某涡喷发动机整机数值仿真

采用轴对称方法对带有黏性力的三维Euler方程组进行降维，利用时间推进方法求解，得到适用于航空发动机整机计算的准三维数值仿真软件，并对某涡喷发动机整机进行设计点和非设计点数值模拟。首先，对地面静止状态节流特性进行研究，将计算结果与试验数据对比可知：推力的最大相对误差为-5.1%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+4.8%，相对转速为95%时，单位燃油消耗率最低；其次，获取了飞行马赫数为0.7工况下的高度特性以及飞行高度为3 km工况下的速度特性，将计算结果与设计参数对比可知：对于高度特性，推力的最大相对误差为-4.61%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5%，对于速度特性，推力的最大相对误差为-5.83%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5.92%；再次，分别对压气机/涡轮进行部件模拟，预测了发动机的共同工作线；最后，对发动机设计工况下的流场以及气动参数的展向分布进行了分析。     

轴向通流旋转盘腔流动换热稳态实验与数值模拟

通过开展稳态实验及数值模拟探究了轴向通流旋转盘腔的流动结构与换热特性。通过改变流量系数、旋转雷诺数等参数,探究不同工况下旋转盘两侧及盘罩内侧壁面温度和努塞尔数的径向分布规律。结果表明:在轮缘加热的状态下,旋转盘两侧温度径向分布均呈凹函数形态,且旋转盘迎风面换热强度普遍高于背风面;后轴颈盘罩向两端旋转盘导热,其壁面温度径向分布呈"中间高、两侧低"的状态;随着轴向流量系数的增大,盘腔内部气体对流加剧,径向臂及涡对结构更加明显,旋转盘及轴颈表面换热效果增强;旋转盘腔内的流动换热特性受强迫对流和类Rayleigh-Benard对流2种机理的共同影响。      

高负荷高通流跨音压气机的研制和应用

介绍了高负荷高通流跨音压气机的研制和应用,新研制三级低压压气机平均加功量系数为0.319,进口单位迎面流量为191.0kg/ARMA(p,q)·s,进口平均Ma为0.676,效率为0.82,进口轮毂比小于0.35。用到发动机上设计点稳定工作裕度为20.67%,使发动机性能提高14.3%。研制经过了设计、试验、工程应用、外场使用全过程,并已经广泛应用,表明新研制压气机在气动设计、方案选择和结构设计上很成功。      

改进的流线曲率通流计算方法及在双涵道压缩系统设计中的应用

基于轴对称的S2流面理论,发展了一套流线曲率通流计算方法.为了提高计算的收敛性、稳定性和计算精度,对求解过程中的流线曲率计算、松弛因子的选取等方面进行了改进;提出了一种简单易行的叶片力的处理方法,使得该方法可以计算叶片排以内的区域;为了计算风扇和轴流、离心以及组合压气机构成的双涵道压缩系统,发展了一种计算速度快、稳定性好的双涵道计算方法.最后将改进的通流计算方法用于一双涵道压缩系统的反设计,验证了其可行性.      

进口总压径向畸变对扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

为进一步探讨低速条件下弯叶片在扩压叶栅中的适用条件，用数值分析的方法研究了五种径向总压畸变的进口条件对扩压叶栅中弯叶片作用的影响。结果表明：进口总压畸变的型式能够影响弯叶片在扩压叶栅中的作用，影响分别为畸变层厚度的影响和主流区总压与端壁总压之差的影响。在一定的范围内畸变层越厚或压差越大，弯叶片对吸力面角区低通流区的密流增加越明显，从而更大程度地改善了端区的通流能力和流场性能，也极大地降低了叶栅损失。     

离心压气机通流反问题的损失模型研究

在使用无粘性控制方程组加熵方程的准三维流线曲率法S_2,m流面反问题的离心压气机设计系统中,必须引入关于转子、静子以及无叶扩压段的流动损失模型.经分析首先选择了Galvas M.R.的模型作为原始模型.其次对该一维模型进行了适合于现代准三维计算技术的改进.再则提出和尝试了在通流程序中调用损失模型的一种新方法.改进后的损失模型的功能被扩展,不但根据叶片排之间界面参数的变化给出相应的出口损失量,而且将熵增分布到所有通流计算站上以影响速度场的积分,满足了通流方法的需求并更贴近真实流动.改进的模型的损失预估效果达到了工程实用的程度.将有待工程或实验的验证.      

变循环压缩系统的一体化通流设计方法

以双外涵和三外涵两款典型的涡扇发动机的变循环压缩系统为研究对象发展了一个基于流线曲率法的一体化通流设计方法,以期简化变循环压缩系统的设计流程,缩短设计周期.通过一个三外涵变循环压缩系统的设计实例,验证了方法的正确性和程序的功能完整性,得到了以下主要结论:①第1,2外涵道的连通使压缩系统各部件之间的气动关系变得复杂,正确处理各部件之间的匹配关系是一体化设计的关键;②流线曲率法适用于变循环压缩系统的通流设计,其流量边界条件可方便地用于模拟前可调面积涵道引射器的调节功能;③第1,2外涵道的掺混过程对上游叶片区域的流场影响微弱,采用简单的掺混模型能够满足计算需求.     

基于时间推进的涡扇发动机整机通流数值模拟

为实现航空发动机整机流场与性能快速分析,基于准三维控制方程模型,开发了整机通流数值模拟程序。程序基于计算流体力学理论,并考虑了引气、冷却和喷油等发动机中的物理现象。为模拟叶片对气流偏转作用,推导了一种鲁棒的无粘叶片力模型,同时采用粘性力模型模拟粘性损失效应。采用该程序对某型双轴分排涡扇发动机一个地面试车工况点进行了整机数值仿真,并与实验数据进行了对比验证。结果表明,所发展程序求解稳定,能够自动捕捉激波,并且可以快速获得完全收敛的航空发动机整机准三维流场,单工况点计算时长不大于30min。其中计算截面平均参数与实验测量偏差不大于8%,符合工程应用精度需求。     

变循环发动机前可调面积涵道引射器的通流计算方法

为了实现变循环涡扇发动机压缩系统的快速一体化气动设计,研究了变循环特征部件在一体化通流计算中的实现途径,针对其中的关键部件前可调面积涵道引射器(前VABI),结合其工作机理和流线曲率法通流计算方法的特点,提出了一种通流模拟的思路,发展了不同应用条件下的计算方法,并基于汇流环管流动模型对计算方法的合理性和准确性进行了校验。计算结果显示,在不发生流动堵塞的情况下,前VABI的轴向调节和俯仰调节方式对变循环压缩系统中第一、二外涵道匹配工作特性的影响较小,匹配流量的最大误差小于0.2%,在计算中采用俯仰调节可以准确地模拟轴向调节时的真实特性。在通流计算中,当第一外涵道气流总压高于第二外涵道较多(核心机驱动风扇级增压比大)时,前VABI尾缘的通流计算站应该合理设置,以避免计算模型对流通能力的附加限制。前VABI的通流计算方法对第一、二外涵道流量匹配特性的计算误差小于1%(与CFD结果相比),能够满足变循环压缩系统初始方案设计的需求。     

基于实验数据同化的湍流模型常数标定:含滤网蒸汽阀门通流特性数值预测

为准确预测含滤网蒸汽调节阀通流特性,采用集合卡尔曼滤波算法,通过拉丁超立方抽样生成湍流模型常数的样本库并获得对应流场计算结果,融合部分开度下的阀门蒸汽流动压比-流量实验数据,对k-ωSST湍流模型的常数进行了重新标定.针对独立实验测量所得的流量数据,对比分析计算结果表明:重新标定的模型常数可以有效提高通流特性预测模型的...