半开式离心泵叶顶间隙对泵性能稳定性的影响

为提高火箭发动机涡轮泵性能稳定性,应用边界层理论进行了半开式离心泵叶顶间隙流动特性研究,利用边界层动量积分方程对叶顶间隙内边界层厚度进行求解,并开展了不同叶顶间隙泵性能试验及流场数值模拟研究.结果表明,当叶顶间隙值等于间隙内边界层厚度值时,间隙泄漏涡不再增强,可获得稳定的泵性能;当叶顶间隙过大,会使泵容积效率降低,导致泵性能急剧下降.该理论方法可作为设计过程确定半开式离心泵叶顶间隙的重要参考.     

涡轮泵叶轮/转子配合间隙对稳定性的影响

涡轮泵是液体火箭发动机的动力核心部件.涡轮泵工作时叶轮等组件随转子系统高速运转,其松脱转速是影响涡轮泵转子系统动力稳定性的主要因素.而确保涡轮或叶轮内径与转轴外径之间的工艺配合尺寸设计的合理性,就能够将松脱转速控制在安全范围内.以某涡轮泵为研究对象,分析了高速运转时涡轮、叶轮过盈量大小对转子运行状态的影响规律.同时,给出了最小松脱转速下设计过盈量的大小,并在理论分析的基础上进行了试验验证.     

湍流方程扩散项离散对某径向叶轮流场计算的影响

在相对旋转坐标系下采用Harten,Lax and van Leer contact （HLLC） 格式离散对流项,自行开发了基于多块结构化网格的有限体积程序,实现了对叶轮机械内部流场的数值求解.分别对半开式径向叶轮、闭式后弯叶轮展开数值模拟,程序和商业软件计算得到的不同叶高处表面压力数据,其相对差异不超过1%,验证了算法的正确性.针对湍流方程的扩散项,分别使用完全离散和略去交叉导数项离散,通过对湍流黏度等值线、气动轴向力和力矩的比较表明:在网格正交性较好的情况下,略去交叉导数项的离散对计算结果的影响小于1%,显著地减小湍流方程离散的计算量.      

双旋流燃烧室单头部油雾特性实验

为了获得双旋流燃烧室油雾特性,采用粒子图像测速仪（PIV）对其单头部油雾场进行测量.通过实验,获得了不同燃油流量分配、不同预燃级喷嘴位置对油雾特性的影响.在实验设计工况下所得结果表明:①直径约为80μm处的油珠体积分数最大,其他粒径的油珠体积分数都较小;②随着燃油流量增加,单开预燃级喷嘴时燃油雾化变差,单开主燃级喷嘴时雾化质量相差不大;③预燃级喷嘴位于旋流器出口处有助于改善燃油的雾化质量;④同时打开主燃级和预燃级喷嘴时,保持油气比不变,随着主燃级供油流量增加,雾化质量得到改善.      

基于动叶出口轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理及其验证

当动叶转角增加以进一步提升亚声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了基于轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理.分析了在该气动设计原理指导下,各气动参数间的相互影响,设计了一个验证级.三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为213m/s的前提下,实现了级压比为1.5,效率为92.5%的压气机级设计.      

高压压气机进气压力畸变试验

为准确评估高压压气机畸变特性而进行了一系列相关试验,重点阐述了高压压气机进气压力畸变试验方法,提出了对综合畸变指数、动态和稳态畸变成分、门槛值、畸变图谱等特征参数的指标要求,以及测试方案和试验数据处理方法,并据此完成某型高压压气机进气压力畸变试验,获得总压畸变对该高压压气机性能的影响,以及相关稳定性评定数据.试验结果表明:该高压压气机非设计转速压力畸变敏感系数明显高于风扇部件,抗畸变能力弱于风扇部件;设计转速压力畸变敏感系数与风扇部件相当,表现出较强的抗畸变能力和良好的气动稳定性.     

转子叶顶间隙泄漏流轨迹前移的动力学机制

为了揭示压气机转子节流时其叶顶间隙流动的演变趋势及其形成机理,选取某亚声速轴流压气机转子为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其内部流场进行了全三维数值模拟.结果表明:随着压气机转子流量减少,主流轴向动量减小,而在叶顶间隙两侧压力梯度和二次泄漏流的共同作用下,叶顶间隙泄漏流的轴向动量却不断增大,导致叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量比不断增大,从而推动叶顶间隙泄漏流与主流的交界面不断向上游移动,这意味着叶顶间隙泄漏流在叶顶通道内造成的流动阻塞区不断扩大,正是叶顶间隙泄漏流相对于主流的增强造成的叶顶流动阻塞区不断扩大最终导致了该压气机转子进入失速状态.     

联调机构虚拟样机运动学动力学仿真

采用UG与ADAMS软件建立了某型燃气轮机压气机可调静叶联调机构系统的完整数字化虚拟样机,在此基础上对该联调机构系统进行了动态特性仿真分析,得到了可调静叶联调机构的调节变化规律,分析了联调机构的仿真结果与机构设计目标的对比情况,验证了模型的可行性。并对仿真角度规律结果与CAD计算法结果进行了比较,证明了ADAMS仿真是1种行之有效的方法,且比物理仿真有很强的经济性优势。通过仿真得到了各级拉杆的受力情况,为进一步有限元结构分析以及结构系统优化奠定了基础。     

叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响

以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象,利用数值仿真计算方法,采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示:由设计间隙减小到1/2设计间隙时,跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大,跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上,引入失速分类方法以及涡动力学理论,对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有效地拓宽跨声速轴流压气机稳定工作范围,但是间隙改变对泄漏涡破碎以及边界层分离有着重要的影响,甚至诱导不同的失速形式,为跨声速轴流压气机间隙设计提供参考,并且从气动角度探讨在跨声速轴流压气机中应用间隙控制技术的条件.     

离心压缩机叶轮旋转失速的相空间重构及分形特征

结合非线性动力学中的相空间重构和分形理论,提出了一种分析离心压缩机叶轮旋转失速动力学特征的方法.采用数值方法对低速离心压缩机(LSCC)叶轮旋转失速状态进行了模拟,得到了失速工况下叶轮出口多个位置的气流压力时间序列.对各压力时间序列进行相空间重构,构造出一低维动力系统,其时间延迟和嵌入维数通过运用C-C方法得出.对重构的动力系统的相图进行了分形特征分析,计算了相应的分形维数.研究表明:叶轮旋转失速后系统的压力信号具有混沌特性,在相图上表现为具有分形结构,揭示了旋转失速后系统的动力学特征.计算分析分形维数后发现,数据采集点位于相同半径处计算得到的分形维数相近,约为3.39;数据采集点的半径增大时,分形维数减小.