深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

微型燃气轮机燃烧室燃烧特性实验

针对燃气轮机低污染排放要求,在为使用气体燃料设计的低排放微型燃气轮机燃烧室单头部实验件上进行了燃烧特性实验,对比分析了燃料喷口位置、数量,值班级与主燃级燃料分配比例和不同空气流量分配方式时的燃烧效率和污染物排放特性。结果表明:改变燃料喷口的位置、数量可以改变燃料与空气的混合特性,对燃烧特性产生较大的影响;值班级与主燃级燃料流量分配比例的变化,会导致各燃烧区当量比的变化,主燃级燃烧区当量比降低至08以下有利于降低污染物排放;通过改变燃烧室空气流量分配方式,可以降低主燃级燃烧区的当量比,使NOx排放降低至272 mg/m3,燃烧效率达到986%。但用于掺混的空气流量的降低会使出口温度分布系数由021升高至024。     

下缘板孔对涡轮叶片尾缘内冷通道流动换热影响的数值研究

涡轮叶片下缘板出气孔对内冷通道的流动和换热性能有较大影响。通过数值模拟方法研究下缘板出 气孔对尾缘和下缘板双路出气涡轮叶片尾缘内冷通道内的流动和换热特性,对比分析孔径、孔形和孔位置对尾 缘溢流孔流量系数、尾缘出流比、尾缘通道内总压系数和尾缘内冷腔壁面换热特性的影响。结果表明:下缘板 出气孔孔径对流量系数分布的影响显著,孔径增大,尾缘溢流孔流量系数下降,尾缘出流比减小,尾缘内冷通道 内压力损失降低,内冷腔平均换热系数增大;孔形对上游内冷通道内流动和换热几乎没有影响;孔位置变化对 内冷通道壁面整体的换热系数影响很小,对局部影响较大。     

活门型孔“化方为圆”算法

通过对航空发动机控制系统活门型孔的流量系数稳定性控制的方法进行研究,提出了一套能够将方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔的算法,并通过实例验证了算法的正确性,同时转化误差小于0.7%,基本实现了工程意义上的等流量系数。该算法将加工工艺性差且计量精度低的方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔,消除了方形型孔流量系数变化的影响,改变了活门型孔加工方法,减少了对人和环境的危害,提高了活门型孔的计量精度,减小了活门的液动力,具有极大的工程应用价值。 该算法可以实现将方形、梯形（含三角形）及其组合型孔等任意型孔的转化,具有工程上的普遍适用性。     

椭圆窝自动化加工技术

为解决椭圆窝自动化加工的工艺难题,提高整体式机翼装配的可靠性,在深入分析椭圆窝形状特点和加工原理的基础上,推导出了椭圆窝摆动中心公式,确定了锪窝刀具与摆动中心的相对位置关系。根据椭圆窝成形原理,提出了椭圆窝执行器各部件相对角度偏差要求并进行了标定。利用标定过的椭圆窝执行器对椭圆窝窝形参数的理论计算结果进行试验验证和调整,得出了窝形偏差的基本形式和调整方法。使用调整后的参数在铝合金材料上加工NAS6型椭圆窝,制出的椭圆窝长短径长度误差在0.05 mm以内,椭圆螺母与工件表面的高度偏差在0.02 mm以内,窝形满足机翼装配要求,实现了椭圆窝的自动化加工。     

涡轮叶片尾缘凹坑/凸起结构气膜冷却特性研究

为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。     

大涵道比涡扇发动机风扇/ 增压级试验件结构 设计及验证

某大涵道比风扇/增压级试验件为1级风扇加3级增压级结构,为实现风扇/增压级部件特性录取,结构设计在满足气动设计要求的基础上,重点考虑了合理性和可靠性问题,采用理论结合工程经验的方法完成了转子支撑、静子连接和轴承润滑及密封等难点设计,兼顾大涵道比风扇/增压级结构及气动特点,采用宽弦风扇叶片设计、榫头/榫槽圆弧榫连及装配式风扇转子流路板结构。顺利完成试验件研制工作,经试验验证,压比、效率等性能参数达到或超过设计指标。     

涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。     

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法

为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。     

基于两相流模型的挤压油膜阻尼器空化流场特性数值模拟

基于气液两相流理论中的Mixture模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格技术建立了两端开口中心槽供油型挤压油膜阻尼器三维非定常空化流场求解模型。数值模拟表明:随着阻尼器内环进动,考虑两相流动的油膜低压区在中心槽的两侧产生两道对称的条状负压带,条状带内具有较高的气相体积分数;阻尼器低压区的压力和气相体积分数对进油孔位置十分敏感,阻尼器油膜力和流场气穴比的变化频率与进油孔数密切相关。内环同心进动半径、进动频率对阻尼器空化流场影响的数值计算表明,进动半径和频率的增大均会使得流场内的空化现象加剧,同时气穴比的相位滞后现象愈加显著。