半刚性尾涡在冲压空气涡轮性能计算中的应用

与Goldstein假设一致的刚性尾涡是螺旋桨升力线(面)计算中的常用模型,适于轻负荷工况,但在较大负荷工况时则有一定的误差.与Theodorsen假设一致的半刚性尾涡将Goldstein尾涡推广至较大负荷工况.对Theodorsen尾涡模型应用于冲压空气涡轮升力线计算进行了探讨,对一个模型冲压空气涡轮作了计算,给出了涡距、诱导速度、环量及叶素风能利用系数,其分布趋势合理,风能利用系数与实验值符合的较好.     

基于跨声速高压涡轮凹槽叶顶间隙模型的大涡模拟研究

为研究跨声速高压涡轮叶顶间隙非定常流动特性及流场结构,基于跨声速高压涡轮凹槽叶顶间隙的几何特征,建立了可行的简化数值模型,并通过大涡模拟对叶顶凹槽间隙内部的非定常流动进行了数值计算,探讨了凹槽叶顶几何参数对流动稳定性和气动性能的影响.研究结果表明,当跨声速泄漏流动流经凹槽叶顶时,在凹槽入口处形成激波,同时凹槽前分离泡发...     

涡轮级轮缘封严内非定常流场的准三维LDV测量

研究涡轮级封严内流动和主流的相互作用、相互影响,进一步认识盘腔内燃气入侵等非定常现象,急需流场实验数据验证。针对轮缘封严内空间狭窄、光路安排困难等问题,本文发展了一种用于测量涡轮级轮缘封严内非定常流场的准三维LDV技术,即测量分两步,首先在机匣上安置二维测速系统用符合方式测出径向、切向速度及湍流度,再在轮毂内安置一维探头重复测量,从两次测量数据中计算出轴向速度;该技术借助锁相采样等技术能测出不同动静叶相对位置情况下封严及盘腔内的周期性非定常流场细节,本文给出了部分典型的动态流场测量结果。      

北斗三号卫星与上面级供电相关接口分析及验证

卫星采用运载火箭上面级发射入轨期间,经历了由大椭圆轨道至圆轨道的过程,飞行姿态经历了变轨、慢旋、分离后巡航等多个阶段。在太阳翼展开前,卫星要经历比自身变轨更为恶劣的高低温环境及能源紧张等供电风险。在分离时刻的太阳翼碰撞或干涉安全性也需要重点关注和分析。针对北斗三号一箭双星采用上面级直接入轨方式的特点,分析了卫星与上面级间的供电和热设计接口,并从双星分离安全性角度考虑,分析影响卫星与上面级接口安全性的主要要素,并对应用和验证情况进行总结。     

上面级直接入轨卫星的上升段温度控制及预示

为满足卫星在上升段持续时间长、外热流复杂、能源紧张等不利因素下的温度控制要求,需采取相应控温策略并进行预示。针对采用上面级"一箭双星"直接发射入轨的北斗三号中轨道导航卫星,进行了上升段期间的热分析并阐述了地面段和上升段的控温策略,通过仿真分析预示双星在上升段的温度变化,结合飞行数据,验证仿真分析的准确性以及控温策略的有效性,并获得星上各区域设备上升段的温度变化特性。结果表明:通过控制发射前整流罩内的初始温度以及采用延时指令开启相应区域固定功率加热器,上升段期间未开机设备均能保持缓慢的温度下降速率,所有星上设备温度均在要求的范围内。采取的控制策略对其他需保持较长时间低温储存状态的高轨航天器,以及深空探测器温控设计提供了一定参考。     

Unsteady Flow and Pressure Pulsations in a ModelAxial-Vortex Stage Inducer

In consideration of improving cavitation capacity of centrifugal pump to inhibit pressure pulsations, vibrations and dynamic loads in flow passing areas, alleviating damages of reusable liquid rocket engine turbo-pumps caused by cavitation erosion and satisfying the requirements of high rotation speed, low inlet pressure, small sizes and light weight, three dimensional simulations of unsteady pressure pulsation and cavitation capacity are carried out to a single screw inducer and an inducer with axial-vortex stage utilizing CFD methods. The results show that compared with single screw inducer, inducer with axial-vortex stage has 25% higher cavitation coefficient, 30% higher initial cavitation coefficient and lower pressure pulsation of blade passing frequency in the outlet of inducer, which all prove that cavitation capacity is obviously ameliorated.     

测试布局对涡轮效率的影响研究

在涡轮稳态性能试验中,由于探针几何堵塞限制,进/出口测量截面上过少的测点以及近端壁流场信息缺失影响涡轮等熵效率的评估精度。本文基于涡轮出口截面近壁边界层与平板湍流边界层速度分布相似的假设,首先发展了涡轮近壁边界层总温、总压计算模型,然后利用PW E³单级高压涡轮的数值计算结果,分析发现此近壁边界层模型能大幅改进涡轮测试效率的精度,轮毂近壁测点位于5%~10%叶高、机匣近壁测点位于90%~95%叶高时,近壁边界层模型修正的涡轮效率精度最高。测试截面位于涡轮出口3倍转子叶根轴向弦长下游时,在不同的涡轮工况下,涡轮的修正效率与CFD全流场计算效率的误差小于0.3%。利用此模型,进一步分析了探针周向、径向测点数对涡轮效率的影响,获得了高精度测试效率所需的最少周向测点数为5,最佳径向点数可取7~10。获得的试验数据后处理方法以及测试探针布局准则,能用于指导工程上涡轮性能试验方案设计以及试验数据后处理。     

考虑几何分散性的涡轮盘寿命概率分析

针对考虑几何分散性的涡轮盘低循环疲劳（LCF）寿命概率分析中几何参数多、几何随机变量难确定、分布特征获取困难、模型需自动更新及计算成本高的问题,提出几何分散性的概率处理方法:采用试验设计方法对涡轮盘结构所有几何参数进行灵敏度分析,筛选出对应力影响较大的关键几何参数作为随机变量,使用K-S(Kolmogorov Smirnov)方法确定其分布类型和特征参数,最后建立代理模型进行Monte Carlo概率分析.基于此方法,开发出了涡轮盘概率分析系统,在该系统中筛选得到某发动机GH720Li涡轮盘内径、外径、盘缘厚度3个结构参数作为几何随机变量,完成对LCF寿命的概率分析工作得到寿命-可靠度分布曲线.分析结果表明涡轮盘外径对LCF寿命有较大影响.      

导流块深度对楔形空腔内激波聚焦过程的影响

为研究导流块深度对楔形空腔内径向入射激波聚焦过程的影响,对导流块深度分别为0、5、10、15mm的楔形空腔内激波聚焦的过程开展了实验和数值模拟研究。用高速CCD(charge coupled device)拍摄了楔形空腔中气流流动的纹影照片,用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,并用高精度的数值方法对该过程进行了数值模拟研究。通过比较不同导流块深度下激波反射聚焦的过程发现:导流块深度越深,前导激波和压缩波两者聚焦的时间间隔越小,因此增大了激波聚焦的强度和空腔底部的压力峰值。导流块深度会影响二次激波形成的时间和发展程度,从而影响激波聚焦过程中楔形空腔内流场的紊乱程度。      

高压涡轮机匣热固耦合下多目标优化方法

建立了包含高压涡轮(HPT)机匣基本结构在内的轴对称参数化模型,基于热固耦合变形和结构参数灵敏度分析结果,选择了灵敏度高的12个关键结构参数作为优化设计变量,采用第2代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ),开展了以机匣等效质量和挂钩处径向平均位移为目标函数的多目标优化。优化结果表明:机匣加强肋结构朝着有利换热的方向发展,其他结构朝着机匣质量减轻的方向发展;优化后模型质量及径向位移量均有所减小。