航空发动机涡轮噪声适航性评估平台设计及应用

涡轮噪声是航空发动机的重要噪声源,其噪声评估对飞机适航取证非常重要.为解决涡轮噪声适航性评估难的问题,将NASA涡轮噪声预测方法和中国航空发动机噪声适航标准相结合,利用Matlab GUI软件设计了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台.该平台具有界面友好、操作简单、可视化显示等优点.通过将预测结果与涡轮静态测试噪声数据进行对比以及软件对包括涡轮转速、涡轮叶片数和涡轮直径对涡轮噪声适航性影响分析功能展示,验证了所设计平台的有效性和实用性.     

不同进口雷诺数下双旋流杯下游回流区特征

为了分析旋流杯下游流场结构对航空燃气轮机燃烧室性能影响的作用,利用PIV(激光粒子测速仪)技术,在常温常压下对双旋流杯下游冷态流场进行测试,研究进口雷诺数对双旋流杯下游回流区的影响.试验结果表明:当进口雷诺数较低时,下游流场结构为收扩型;当进口雷诺数增大到25000后,流场结构变为扩张型;之后继续增加进口雷诺数,回流区流场结构不再改变,但回流区内的无量纲回流速度会随之增加.      

圆弧端齿对涡轮螺栓连接影响的数值研究

为验证某型民用航空发动机涡轮总体设计方案的可行性和安全性,以该型航空发动机涡轮的圆弧端齿连接结构为研究对象,利用有限元数值模拟方法研究了涡轮第1级盘与前轴之间采用圆弧端齿连接的设计对结构强度和疲劳失效的影响,分析了在高温及不同预紧力载荷工况下对圆弧端齿连接强度、疲劳等性能的影响规律.研究表明:该设计存在涡轮第1级盘与高压涡轮轴连接的外端齿分离而导致振动的风险,而增大预紧力可以提高螺栓连接传递荷载的能力,但螺栓孔边存在局部高应力问题.研究结果为圆弧端齿的设计方案提供了有效理论支撑和参考.     

Analysis of swirling flow effects on the characteristics of unsteady hot-streak migration

The temperature of flow at the combustor exit is inherently non-uniform and the hot fluid is called hot-streak. An in-house CFD software, NUAA-Turbo, was used to carry out 3D unsteady simulations on the PW-E3 single-stage high-pressure turbine. The hot-streak effect based on real stator and combustor counts was approximately evaluated by the contraction/dilatation method on the interface. The unsteady attenuation and migration process of hot-streaks in the tur-bine passage were well captured. The general performance parameters for different circumferential positions of hot-streaks were relatively consistent. Then, the influences of hot-streaks on blade sur-face temperature were investigated by comparing results under hot-streak and uniform inflow con-ditions. Unsteady simulations with combined inlet hot-streak and swirling flow show that the core of a hot-streak migrates to the tip under the influence of a positive swirl, while the phenomenon is just opposite with a negative swirl. Therefore, the heat transfer environment of rotor blades shows great differences with different directions of inlet swirl.     

风力机对大气边界层近地层影响的数值模拟

为研究风力机运行对大气边界层近地层的潜在影响,采用 Gambit 软件建立风力机及风场模型,应用 UDF加载边界层速度分布函数作为流场入口边界条件,基于尾流特性及湍流理论,应用 Fluent 软件模拟单台风力机运行对大气边界层近地层的影响,通过分析风力机下游不同位置处的速度及湍动能以及其随高度的变化情况来进行分析研究。模拟结果表明风力机的运行会造成近地层内原本均匀分布的大气流场发生明显变化。与初始速度分布相比,流体流经风力机后,轮毂处风速迅速降低,随后逐渐增加,但随着向下游的延伸,速度增加的梯度逐渐降低,且在距离风力机17倍风轮直径后仍未增至来流速度;在竖直方向上速度分布呈现出逐渐增加的趋势,但在风轮位置处明显下降,随着空气继续向后流动,影响面积在扩大,但是趋势逐渐变缓。同时湍动能也发生较大变化,在近风轮处,由于轮毂区域的风速与周边的风速存在较大差异,所以造成近风轮处的湍动能迅速增大,随着流体向下游的延伸,与周边流体逐渐混合扩散,湍动能逐渐降低;湍动能在竖直高度上的分布在近尾迹区呈现出由地面至高空先减小后增大,再减小再增大的趋势;而远尾迹区域则先减后增,不过在到达一定高度后几乎都不再变化。由于大气各种通量的变化等也与风速、湍动能相关,所以风力机会对对其周边环境造成影响而不仅仅局限于近地层的风速、湍动能。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

扩压器对基本级性能的影响

使用数值方法和试验手段研究了带无叶扩压器和不同进口安装角的叶片扩压器对基本级的性能影响.针对带无叶扩压器的基本级,重点研究了近喘振点、设计点、近阻塞点3种工况的内部流动特性,结果表明近喘振点的叶轮叶片进口、叶轮叶片出口、回流叶片背面均存在低速涡流区,而设计点和近阻塞点的流动状态良好,对于近阻塞点,流动速度较大引起的摩擦阻力损失增大,导致了基本级多变效率下降很快;对带单圆弧叶片扩压器的基本级,细致地研究了匹配不同进口安装角的单圆弧叶片扩压器对喘振裕度、阻塞裕度和效率的影响,结果表明:在出口安装角不变的情况下,扩压器进口安装角比设计值降低3°,基本级的多变效率和多变能头系数达到最佳值.      

重型燃气轮机压气机多截面叶型优化设计

出于对叶型沿叶高方向的不同以及不同叶高处气动边界的不同两方面考虑,开发了一套叶片多截面叶型优化的设计流程.以单级高负荷压气机的进口导叶和大折转角静叶为优化对象,以多截面关联的性能参数为优化目标,采用考虑附面层转捩的MISES计算程序对叶型气动性能进行分析,并通过遗传算法对叶片进行优化.结果显示:在有效工作范围内,各截面叶型经优化后,前部负荷提高,中部及后部负荷降低,性能得到一定提升.三维数值模拟结果显示,在无大尺度二次流动的条件下,多截面叶型优化方法对提升叶片性能切实可行.      

大子午扩张变几何涡轮可调叶片端区设计优化

提出采用高负荷设计以减少叶片数的方法,增大圆盘直径而减小泄漏面积;结合叶片进行后加载改型措施以减小由于高负荷设计所增加的二次流损失.对定几何涡轮、仅有驱动轴的变几何涡轮与带圆盘型冠的变几何涡轮的流场进行三维数值模拟计算,分析了3种涡轮性能的优劣.结果表明:大间隙尺度下了间隙泄漏涡强度较大,并与通道涡相互融合,从而增大了泄漏损失区域,增加了泄漏损失;而在涡轮叶片由于高负荷设计会增加了主流区的二次流损失.该方法可以有效地减小周向泄漏面积,极大地抑制由大间隙尺度所导致的间隙泄漏涡与通道涡的相互融合,减小泄漏损失.而通过后加载改型的措施,抑制了主流区的通道涡的发展趋势,减小了二次流损失.这两种措施结合后的变几何涡轮具有较高的全工况性能.      

涡轮盘关键部位多圆弧设计及多变量优化

为得到质量最低且满足设计准则要求的涡轮盘结构形式,研究了多圆弧过渡对涡轮盘关键部位应力的影响。提出了双圆弧和三圆弧结构设计方案并推导了几何关系,为过渡圆弧的改进与优化提供了理论上的支持。通过有限元计算,获得了多圆弧结构参数对涡轮盘应力的影响规律。基于ANSYS Workbench优化平台及参数化建模技术,筛选了优化设计变量,以涡轮盘总质量最小为优化目标,以等效应力为约束对涡轮盘关键部位进行了多变量优化。结果表明:经过优化设计,两个关键部位的最大应力分别降低662%和11.40%,涡轮盘的质量减小0.16%。本文的研究结果为涡轮盘的多圆弧设计和工程应用提供了有益参考。