前后可调变弯度导叶在高负荷风扇中的应用

针对某高负荷双级风扇非设计转速裕度不足的问题,通过NUMECA三维(CFD)数值模拟软件,对比分析了可变弯度导叶(VIGV)前后可偏转调节对导叶气动性能的影响,以及导叶大角度范围内变弯度调节对提高风扇中低转速性能的作用。结果表明:可变弯度导叶偏转调节后的叶型实际弯角是影响导叶气动损失的重要因素之一;通过导叶前段适当变角度调节能减小导叶的实际弯角,推迟了导叶吸力面气流分离的出现,拓宽了变弯度导叶低损失可调角度范围;同时导叶适当的前后偏转调节能够降低导叶对缝隙位置的敏感性;此外前后可调变弯度导叶能够使高负荷风扇非设计工况实现更高的绝热效率,在90%转速、80%转速、70%转速和60%转速下的风扇绝热效率分别提高了2.04%、5.48%、6.18%和6.82%;且由于风扇喘振边界进一步远离风扇阀门线,使得风扇中低转速的稳定工作范围显著拓展。      

自适应处理机匣在多级轴流压气机中的应用

设计了一种环腔导流片式自适应处理机匣,采用定常数值方法研究了不同导流片形式对亚声多级轴流压气机流场的影响。结果表明:导流片与转子弦向垂直时的处理机匣减弱了叶尖前缘溢流强度,抑制了间隙泄漏流发展,提高了转子叶尖通道的流通能力,使得压气机在0.8倍设计转速以上特性基本保持不变的同时,大幅度提高了低转速的稳定裕度,其中0.7倍设计转速时近失速点总压比增大10.2%,近失速流量拓宽8.5%,体现出较好的自适应扩稳能力。      

基于功率保持的辅助动力装置引气性能计算模型

以带负载压气机辅助动力装置(APU)为对象,分析了其结构特点与工作原理,针对目前工程上常用的APU引气性能计算模型的不足,建立了基于APU与空气涡轮匹配的总体性能数学模型和负载压气机变几何部件特性插值模型。在此基础上,研究了APU功率调节规律,获得了轴功率负载、APU涡轮前温度、排气温度与负载压气机进口导叶角度之间的匹配关系,进而实现了APU全包线内和全工况下的引气性能计算。利用GTCP131-9A试验数据对模型进行了验证,结果表明:引气流量计算误差小于3%,引气压力计算误差小于4%;功率保持下的APU涡轮前温度限制值仅与轴功率负载大小有关,与进气温度无关。研究结论对于带负载压气机APU总体性能计算和调节规律设计提供了参考。      

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

超声叶栅前缘处的脱体激波预测

为了准确预测超声叶栅前缘处的脱体激波,以Moeckel法为基础,通过分析和公式推导,构造叶栅前缘处的脱体激波模型.首先对Moeckel法进行改进,提高均匀来流条件下的对称脱体激波逼近精度;然后再将Moeckel法推广到均匀来流条件下的非对称脱体激波逼近;最后结合超声叶栅流动特征,给出叶栅前缘处的脱体激波模型.将所得模型用于3个超声叶栅,预测叶栅前缘处的脱体激波形状和位置,并将预测结果与CFD软件求解结果进行比较.结果表明:在均匀来流条件下,改进后的Moeckel法能更准确地逼近对称脱体激波,并可用于逼近非对称脱体激波;由超声叶栅脱体激波模型确定的脱体激波形状和位置与CFD求解结果一致性很好.      

金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶研究进展

金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶(金属骨架陶瓷导叶)耐高温、耐腐蚀、密度小,且韧性好,解决了高温合金难以承受越来越高的涡轮前温度的难题。介绍了金属骨架陶瓷导叶的国内外研究背景,分析了该导叶工程应用的关键技术:认为通过改变陶瓷叶型与金属骨架沿周向的接触方式(柔性接触和点/线接触)可缓解二者的周向热变形协调,尽量减少陶瓷叶型与金属支撑板的刚性接触有益于径向热变形协调;金属与陶瓷基复合材料之间的连接必须解决化学相容性与物理匹配性的问题;探讨了该导叶的力学性能计算及试验验证方法。最后指出了金属骨架陶瓷导叶未来的研究方向。     

Experiments of flow and heat transfer performances for air-cooling laminated turbine vane

Flow resistance and heat transfer coefficients of typical double wall laminated film cooling configuration within a turbine vane were experimentally studied.The specimen was in large scale,and made of transparent organic glass.Laminated configuration consisted of double wall laminates,pin-fins,staggered arrays of impingement and film holes.The number ratio of impingement holes,pin-fins and film holes was2∶1∶1.Five experiment vanes were installed in static cascade,and experiments were carried out under constant heat flux.Re of internal cooling air in the experiment was from 104 to 2×105,and Re of external fluid was from 105 to 3×105.The experiment results show that flow resistances of front channel and back channel of the vane are in the same level,and both of them decrease as Re of cooling air increases.Nuof front channel is slightly higher than that of back channel.Both of them increase as Re of cooling air increases.And experiment results were obtained from experiment vanes were compared with that obtained from laminated flat plates,and the tendency of the results agrees well.     

主流湍流度对涡轮导向叶片气膜冷却特性影响的实验

采用基于窄带热色液晶的瞬态全表面传热测量技术,研究了主流湍流度对涡轮导向叶片吸力面圆柱形孔排气膜冷却特性的影响规律.结果表明:在实验工况范围内,主流湍流度从0.59%提高至6.85%,可以在气膜出流的上游区域促进气膜贴向壁面并扩大展向覆盖面积,从而改善气膜覆盖效果,但是在主流湍流度较大的工况下,气膜覆盖效果迅速变差;在气膜出流的下游区域,主流湍流度的提高使得气膜冷却效率逐渐降低;主流湍流度的增大,增强了无气膜冷却光滑叶片表面的对流换热;在气膜冷却条件下,气膜出流对叶片表面对流换热的增强效果随着主流湍流度的增大呈现出明显的区域性特点:表面传热系数比在上游区域是先增强后减弱;中游区域是逐渐减弱;下游区域则是逐渐增强.     

低速三角翼纳秒脉冲等离子体激励实验

在30m/s来流速度下,进行了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励改善47°后掠角钝前缘三角翼气动特性的测力实验.为寻求优化的激励位置,实验研究了5种不同激励位置的流动控制效果.实验结果表明:激励位置对流动控制效果有决定性影响,位于三角翼前缘的等离子体气动激励能有效改善三角翼的气动特性,推迟失速,而上翼面不同展向位置的等离子体气动激励的流动控制效果十分微弱;激励频率是流动控制效果的重要影响因子,激励电压峰峰值为13kV时,激励频率为200Hz下的流动控制效果最好,在迎角30°时可使升力系数由1.31增大到1.44,增大9.6%,升阻比提高3.3%.     

翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响

为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。