对转压气机叶排交界面参数传递的数值研究

针对超常规叶轮机械——对转压气机采用5种定常叶排交界面方法,结合实验值对比分析了对转压气机整机性能、近设计工况以及近失速工况流场,以定量研究不同交界面方法应用于叶排交界面的参数传递效果.结果表明:①不同交界面方法计算的整机效率性能差异明显,而压比性能与实验值吻合较好.②近设计工况下,周向守恒法在不同交界面的参数传递连续性相对较好,当地守恒法和完全非匹配混合界面法对下游界面参数的控制作用逐渐增强,一维无反射边界条件和完全非匹配冻结转子法则正好相反.③近失速工况下,一维无反射边界条件和完全非匹配冻结转子法对应的叶片前缘高熵损失区范围明显增大,叶顶主流和间隙溢流交界面扭曲成更靠近上游叶排交界面的弧形.      

《火箭推进》征稿启事

<正>一、《火箭推进》是航天推进技术研究院主办的运载器与导弹动力专业学术刊物,专业方向侧重于火箭发动机。二、《火箭推进》为双月刊,国内外公开发行,刊载火箭发动机、吸气式发动机、非常规动力等航天推进技术方面的文章,主要包括以下内容:1.航天推进技术基础理论研究、关键技术研究方面的学术论文;2.航天推进技术发展现状及前景的专题论文及综述;3.航天发动机的新材料、新工艺、新技术、新结构;     

转静干涉对转子叶片颤振特性的影响

在不同气动工况、不同几何模型下,采用自行开发程序对全环多排的高压压气机进行了流固耦合数值模拟,分析了进口导流叶片(IGV,以下简称导叶)对转子叶片颤振稳定性的影响。通过对气动弹性标准算例4的数值模拟验证了程序在颤振领域的有效性。针对导叶-转子模型和单转子模型,考察了近堵塞点、近设计点和近失速点3个工况下,节径变化对叶片颤振稳定性的影响,给出了气动弹性最不稳定状态对应的叶片振动形式。通过对比发现,导叶作用随工况而异,近堵塞点导叶使得转子1阶弯曲模态气动阻尼提高130.63%。研究表明:导叶引起的非定常压力波反射增强了转子叶片的非定常压力扰动幅值,使得弯曲振型的颤振稳定性增强。基于单转子模型的颤振分析给出了不准确的气动阻尼值。      

底部排气弹减阻特性的合理设计

本文提出了底部排气弹减阻特性设计的一般原则与方法。给出了达到最优弹道性能设计的方法与约束条件。该方法对底排减阻特性研究与底部排气弹设计有较大的理论与实用价值。     

Bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

为了探索Bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。      

外啮合齿轮泵产生噪声的原因探究及解决方法

通过分析与研究,详细分析了外啮合齿轮泵噪声现象的机理:(1)外啮合齿轮泵制造精度不够;(2)外啮合齿轮泵高速旋转时出现抽空现象或者是吸油管路中途吸入空气;(3)外啮合齿轮泵出现困油现象而没有设计相应的缷荷槽;(4)外啮合齿轮泵采用较大正变位齿轮,齿数较少,排油压力脉动率增大,使外啮合齿轮泵产生噪声;(5)进出油口压力过大,压力急剧上升出现较大冲击,从而产生了噪声和振动。对此有针对性地设计出了消除外啮合齿轮泵噪声现象的特殊结构,不但大大降低了噪声现象,而且还提高了外啮合齿轮泵的容积效率。可为今后设计高质量的高转速外啮合齿轮泵提供一条新的途径。     

APU舱门局部结构排液分析

依据APU舱排液相关的适航条款要求，在10 min内需要通过排液结构排出超过90%的舱内积液且不增加额外着火风险。由于舱门为APU舱的主要排液结构，为满足适航要求，目前已有针对民用飞机APU舱门排液分析方法的研究工作，主要从结构总体布局的角度出发，假定全APU舱存在唯一确定排液口，讨论分析了排液口尺寸与排液速率的关系。但对于局部结构的排液能力鲜有讨论，当APU舱门采用分段密封件布局时，不当的结构外形以及不合理的尺寸设计，可能导致可燃液体从密封搭接位置泄露，从而增加意外着火的风险，因此局部结构的排液设计对于舱内液体安全有效的排放同样十分重要。基于大型客机APU舱门的排液需求，分析了舱门局部积液结构的排液能力以及相关影响因素，针对此类因素，确定其设计要点，并分别给出了对应的结构优化措施。     

展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法及其流动特性

为了诱导高超声速前体/压缩面近壁低能流形成强展向流动，提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法。其基本原理为：给定外锥波后流场中某一个站位的展向压力分布，通过坐标变换求得对应点的空间位置，再基于流线追踪方法获得前体/压缩面的气动型面。研究结果表明：展向压力梯度是诱导前体/压缩面低能流排移的主导机制；在设计点（Ma=7.0、H=28 km）条件下，常规前体的展向压力梯度主要集中在一级压缩面，可在一级压缩面上形成偏转角3°左右的展向流动，但在后续压缩面上则展向流动较弱；相比常规前体，采用展向压力分布可控的前体，可以使0°～40°扇形角范围内的展向压力梯度增强7倍左右，并使一级压缩面上低能流偏转角增大5°左右，同时使二级和三级压缩面上展向压力梯度显著增加，综合效果可使诱导的低能流偏转角相比于常规前体的可增大7°左右，边界层厚度可降低超过20%，进气道扇形区内的总压恢复系数提高1.56%。