跨声速叶栅中气膜冷却对平面叶尖流动和传热特性的影响

采用数值模拟的方法,研究了主流跨声速条件下,高压涡轮中平面叶尖上气膜冷却的流动和传热特性.在不带冷却的平面叶尖上,激波在端壁和叶尖表面来回反射,从叶片中部到尾缘,叶尖表面传热系数呈现条带状分布.采用气膜冷却方法后,冷却气体使得叶尖间隙内的流体减速,激波和叶尖上表面传热系数分布的条带结构不明显.冷却气体覆盖了冷却孔下游的区域,当冷却孔进口和叶栅进口总压比从0.7增大到1.0时,叶尖平均气膜冷却效率从18.7%下降到11.5%.和不采用气膜冷却的平面叶尖相比,当气膜孔进口和叶栅进口总压比为0.9时,叶尖平均表面传热系数增加了16.9%,传热量降低了8.7%.      

燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究进展

现代燃烧室由于富油燃烧-快速焠熄-贫油燃烧技术和贫油预混燃烧技术导致其出口具有非均匀温度（热斑）分布、强旋流和高湍流度的流动特征,显著影响燃烧室下游高压涡轮级的气热性能。先进高压涡轮级气热性能分析和冷却设计越发依赖于燃烧室和涡轮相互作用下交界面的气热参数非均匀分布特征。论文阐述了燃烧室和涡轮相互作用机理。介绍了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究的代表性实验台和数值方法。分别综述了燃烧室和涡轮相互作用下热斑、热斑和旋流、旋流和湍流度对高压涡轮级气热性能的影响特性。给出了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级的气热性能分析及不确定性量化的研究现状。总结了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能的研究成果。展望了非均匀气热参数分布条件下高压涡轮级气热性能可靠性分析和鲁棒性设计需要更加深入研究的方向,为适应先进航空发动机的燃烧室和涡轮一体化设计需求提供参考。     

基于飞行器使用的高压薄壁气瓶的设计可靠性分析

本文对飞行器使用的承受内压的薄壁气瓶设计计算公式进行了分析,结合可靠性和概率设计理论,考虑压力、径比和材料性能等设计参数的不确定性,应用几个不同的强度设计理论,建立相应失效极限状态方程.之后对高压薄壁气瓶在相同设计输入下的可靠度进行了计算和对比分析,并对设计参数在不同强度设计理论下的敏感性进行了分析.     

基于六西格玛设计的高压涡轮机匣优化设计

结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。     

中介机匣支柱尾迹效应诱发的高压压气机进口导叶共振现象在多级环境下的数值研究

为了解决某型燃气轮机高压压气机在进行数个小时试验后出现的悬臂式进口导叶断裂故障,以中介机匣与高压压气机进口级作为研究对象,采用约化方法在故障发生工况下进行了非定常数值模拟,得到了该工况下中介机匣内部的流场演化情况与作用在进口导叶叶身上的非定常气动力变化规律,结合叶片模态分析,对引起进口导叶疲劳断裂的原因进行了研究。结果表明：中介机匣支柱的尾迹效应是进口导叶受到周期性激励的主要原因。在故障发生工况下,钝体支柱流动尾迹的周期性激励频率与叶片自身一阶固有频率接近,导致高压压气机进口导叶产生共振,从而引起了叶片的疲劳断裂。     

高压空气大流量现场校准装置设计与实现

为满足新型吸气式发动机研制对于试验系统高压大流量超声速来流模拟条件下气体流量的准确测量和现场校准的迫切需求,设计了一套基于高压、大流量p.V.T.t法和比较法的流量现场校准装置(以下简称现场校准装置),通过原级p.V.T.t法与次级标准音速喷嘴相结合的方式,实现了压力3~23 MPa和流量1~60 kg/s条件下音速喷嘴流量系数的校准、溯源和试验系统空气流量准确测量,高压空气大流量现场校准装置扩展不确定度为0.84%。     

液氧/煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化

针对液氧／煤油高压补燃循环液体火箭发动机,考虑了推进剂供应系统中的温度与密度变化,推导建立了改进的简化非线性稳态特性数学模型。并通过数值模拟分析验证了该改进的非线性稳态模型可行性。     

基于过渡态测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法

为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法。引入自适应模拟退火（ASA）优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化。以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证。结果表明：优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求。算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度。     

航空发动机试车台噪声环境测试研究

航空发动机试车台噪声控制是试车台设计的关键技术之一,如何针对现有典型试车台开展噪声环境测试和评估,是航空发动机试车台噪声环境研究的一项重要内容,是设计和评估高品质试车台的重要技术手段。在我国典型试车台上,针对大涵道比涡扇发动机开展噪声测试和综合分析,分别完成了发动机噪声源特性分析、进排气塔消声和隔声分析、周围环境噪声分析等,并对试车台降噪设计关键问题进行了探讨,对今后试车台的降噪设计具有重要借鉴意义。     

高压比离心压气机串列叶轮内部流动机理研究

为了探索串列叶轮的设计方法和实际应用,在常规离心叶轮的基础上,利用轴流压气机和离心叶片设计方法实现了串列叶轮设计,借助经过校核的数值模拟手段,对带串列叶轮的离心压气机内部流动进行了详细数值模拟,研究了诱导轮和导风轮之间相对周向位置对串列叶轮内部流场及气动性能的影响。研究表明:串列叶轮的引入能够不同程度改善离心压气机性能,且诱导轮与导风轮之间的相对周向位置对气动性能具有较大的影响,在λs=25%周向相对位置下,串列叶轮的引入使得压气机级综合裕度和峰值效率分别提高了1.3%和1.4%。与常规叶轮相比,合理布局的串列叶轮能够有效控制离心叶轮内部附面层的发展并改善离心叶轮内部流场特性以及离心叶轮出口流场品质,从而有效提高高压比离心压气机的性能和稳定工作裕度。