一个几近等反力度涡轮级的计算及讨论

利用导叶反扭和前倾,算出叶高反力度只变化0.032,且峰值在叶根附近的涡轮,而间隙站压力仍在叶尖最高。对此作出分析及讨论。并提出进一步研究方向。     

在激波风洞中进行的涡轮平面叶栅实验

本文描述了在激波风洞中,来流条件为总压P_0=2.0×10~5、8.0×10~5、13.0×10~5Pa,总温T_0=374.4K,入口马赫数M_1=0.40,进行的平面涡轮叶栅实验。实验内容包括叶片表面压力分布测量,热流率分布测量和激光干涉法显示叶栅通道流场。为了进行比较,文中还给出叶片表面马赫数分布和热流率分布的分析结果。测量值与计算结果规律基本一致。     

弹用发动机整体式叶轮CAD/CAM的研究

为了解决弹用发动机整体式叶轮的数控加工编程,开发了一个专用的弹用发动机整体式叶轮CAD／CAM的应用软件，软件包含叶片CAD造型，叶片刀心轨迹生成，基面的生成，后置处理，自动干涉检查及转角自动设置和刀轨图形显示等功能，提出了一种新的整体式叶轮加工自动干涉检查计算方法，输入叶片设计数据，可生成叶片造型的曲面数据和数控加工NC代码，应用软件完成了某型号产品压气机叶轮的CAD／CAM的工作，试验结果验证了软件的功能和实用性。     

后台阶三维缝隙气膜冷却的非稳态数值模拟

为了进一步深入了解涡轮叶片尾缘冷却结构的气体流动情况及冷却特性,在原有稳态计算模型的基础上建立了非稳态的计算模型,研究了不同吹风比下(0.5,2.0)的出口壁面冷却效率的分布情况。计算结果表明:(1)非稳态效应使得出口下游的湍流度增大,非稳态时均冷却效率的计算结果比稳态的要低一些。(2)吹风比为2.0时,二次流对出口附近流动起决定作用,并且冷气的横向掺混充分,主流二次流的上下掺混缓慢;吹风比为0.5时,主流与二次流的上下掺混剧烈,非稳态的计算结果在出口肋后附近的冷却效率比稳态结果有所提高。(3)非稳态的计算结果比稳态的计算结果更接近实验结果。     

航空发动机高压旋转涡轮盘腔流动与换热

在同模型实验参数范围内，且数值解和实验解基本吻合的前提下，对发动机原型参数进行数值模拟，求解了旋转系下流体流动与换热微分方程组，通过对气体域和固体域进行共扼计算，并将动量方程与能量方程福合求解。结果表明利用低参数下实验数据支持的数值计算程序对真实参数的模拟是合理的，对于复杂的非线性现象，数值外推法比传统实验外推更加准确。     

边界层吹吸气对高负荷扩压叶栅性能的影响

采用边界层流动控制能够有效抑制扩压叶栅的流动分离。以某大弯折角低稠度扩压叶栅为研究对象,利用数值模拟手段研究了原型、叶片表面边界层单独吹气以及吹吸气相结合等边界层控制手段下的流场和叶栅性能变化情况。结果表明,无论是单独吹气还是吹吸气相结合的边界层控制方法,都能有效控制扩压叶栅中的边界层分离,从而较大幅度地增大叶栅负荷,并降低气动损失;计算表明,吹气和吸气的效果不尽相同,且吹吸气口位置及吹吸气流量对边界层的流动亦有较为明显的影响。其中采用1.7%的吹气流量,结合1.38%的吸气量,可以使静压增压比提高15%以上,而损失系数降低至原型的20%以内。     

高超声速飞行与TBCC方案简介

介绍了TBCC(燃气涡轮发动机为基础的联合(组合)循环)方案,以及以TBCC发动机为动力装置的高超声速攻击机方案。     

串接式BENFIELD对接加载约束子结构法——带冠涡轮叶片和压气机叶片的动力分析

本文把Benfield和Hruda的对接加载约束子结构法加以推广,导出一组适用于多部件串接式系统的递推公式。应用两种有限单元:八结点超参厚壳元和非协调位移模式的八结点三维块单元,以带冠涡轮叶片和压气机叶片作为实例,它和全结构整体计算方法以及试验数据作对比,证明了本文方法在保持高的计算精度的同时,可以成倍地节省机时和费用。     

超音轴向分速风扇/压气机叶栅流动特征分析

本文介绍了三种带冲波的超音轴向分速叶型设计,及其叶栅流场计算,分析了这些叶栅流场特征。在计算的反压条件下,全部波系均控制在槽道内,叶栅槽道内存在不同大小的轴向分速超音区,这种叶型叶栅可承受的增压比高,总压恢复系数较低,这类叶栅的性能和流动特征尚缺少实验数据和理论分析。     

在大分离区内使用三孔探针测试的探索

随着叶轮机领域研究的深入,在非定常大分离区进行测试的要求开始提出。传统的三孔探针进行稳态测量,校准范围一般在±18°左右。在笔者进行的平面叶栅吹风试验中,由于试验工况的攻角比较大,测试位置靠近端壁,因此栅后不同点气流的角度变化很大。针对这种情况,笔者将三孔探针的校准范围扩大到了±50°,并对数据处理进行了合理的改进。