基于四孔压力探针技术的涡轮转子出口流场测量

利用位移机构移动四孔压力探针,对小展弦比涡轮转子出口不同试验状态下的流场进行了测量.试验前对四孔压力探针进行了标定,试验中利用同步锁相技术进行数据采集,采用等相位平均法进行数据处理,再通过插值算法对探针压力数据做进一步处理,准确得到了转子出口具有周期特性的马赫数、偏转角、俯仰角、总压、静压、速度等流场参数.测量结果清楚表明:泄漏流区域的速度低,对应的相对总压小,损失大;间隙大时,泄漏流显著,导致气流亏转,对应的静压高,膨胀程度小于主流.     

高转速袋型阻尼密封泄漏的特性

采用有限元分析和计算流体动力学耦合数值分析方法(FEA/CFD),研究了考虑转子系统由于高速旋转造成转子径向伸长效应时袋型阻尼密封的泄漏特性和流场形态.计算了密封间隙为0.13mm时,袋型阻尼密封试验件在3种压比、3种转速下的泄漏量,并与试验值和不考虑转子伸长效应的CFD数值模拟结果进行了比较,验证了所采用的FEA/CFD数值方法的可靠性(误差小于1.3%)和高转速下考虑转子伸长的必要性.研究了6种压比、6种转速下密封间隙为0.25mm的袋型阻尼密封的流场和泄漏量,分析了压比和转速对袋型阻尼密封泄漏特性的影响规律.结果表明:当压比大于0.26时,随压比的减小,袋型阻尼密封泄漏量逐渐增大;当压比减小到一定值时(π<0.26),泄漏流体的马赫数在最后一个密封齿间隙处达到1.0,即发生了堵塞,此时泄漏量达到与密封进口总压相对应的最大值;在高转速下,考虑和不考虑转子半径的伸长,密封泄漏量均随转速的增大而减小;在转子面周向马赫数大于0.35时,需要考虑转子半径伸长对泄漏量的影响.      

间隙高度对某涡轮叶尖间隙泄漏流影响的研究

利用三维湍流数值模拟方法模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了转子叶尖间隙高度对涡轮转子间隙泄漏流动的影响,详细描述了间隙流动结构随间隙高度的变化情况。研究结果表明:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流流量线性增加,并导致转子叶尖附近流体偏转角度减小。间隙高度每增加1%相对叶高,间隙泄漏流量占总流量的比例约增加2.1%。间隙高度变化对间隙内部流动的影响明显:当间隙比较小时,随着间隙高度的增加,分离泡的大小迅速增加,回流区域减小。随着间隙高度的增加,间隙泄漏涡尺度迅速增加,同时由于泄漏流中高速流体流量增加,通道涡远离叶片吸力面并向靠近机匣的方向移动,泄漏涡也向远离吸力面方向运动。     

跨声速涡轮中两种叶片叶尖泄漏流的气动性能

采用数值模拟的方法,研究了跨声速涡轮叶栅中平面叶尖和双肋叶尖泄漏流的气动性能.平面叶尖比双肋叶尖的叶尖间隙内马赫数高,有反射激波结构;双肋叶尖的叶尖间隙内马赫数较低,没有形成明显的反射激波结构.平面叶尖和双肋叶尖的叶尖泄漏流质量流量分别为叶栅进口质量流量的3.87%和3.74%.平面叶尖的气动损失系数为0.079,双肋叶尖的气动损失系数为0.072.研究表明,双肋叶尖的气动性能要好于平面叶尖.      

载人航天器内超声在轨检漏的应用基础研究

载人航天器在轨运行发生泄漏会造成极大的危害,需要及时检测和定位,超声检漏设备是一种便捷有效的在轨检漏方案。文章分析了航天器泄漏产生超声波的原理并计算了对应的中心频率,分析了声压衰减原理并计算了衰减范围,通过试验得到4种漏孔的拟合曲线和方程,针对拟合曲线进行了试验验证。结果表明：在20～500 mm的感知范围内,超声波声压随距离的增大呈一阶指数衰减,并随漏孔直径的增大而增大。本文研究结果可为航天器超声在轨检漏仪的研制和使用提供参考。     

风扇叶片叶尖扭转特性试验研究

为研究风扇叶片叶尖扭转特性,基于叶尖定时技术,建立一种发动机运行状态动态测量叶片叶尖弹性变形角的试验方法,在压气机试车台对小涵道比双级风扇试验件一级转子叶片不同工况下叶尖扭转特性开展了试验研究。试验结果表明：叶尖弹性变形角表现为随着转速升高而变大及随着特性线向失稳区移动而变大的特点,在100%换算转速近喘点达到本次试验风扇稳定工作状态的最大值1.25°。可变进口导叶（VIGV）角度仅在喘振边界附近对叶尖弹性变形角影响较大。在90% 转速、VIGV角度为-5°喘点处,叶尖弹性变形角出现大幅振荡,经估算,1号叶片喘振前扭转振幅为0.18°,喘点处扭转振幅为1.05°,退喘后扭转振幅为0.11°,通过监测弹性变形角测量叶片振动具有可行性。     

基于正交试验法的刷式封严泄漏特性数值研究

为了研究刷式封严的泄漏特性,针对刷环外径Do,刷环内径Di,刷丝直径d,刷丝排列角度β,刷束厚度B,后挡板保护高度HF以及上下游压差Δp,环境温度T和转子转速N等9个影响刷式封严泄漏特性的主要参数,依据正交试验原理设计了32个封严结构模型,对零间隙配合时各参数对泄漏特性的影响进行了数值研究。研究结果表明:在给定的参数范围内,上述参数对刷式封严泄漏量的影响程度有明显区别,其影响程度由主到次的顺序为:Δp→Di→Do→B→d→HF→β→T→N。根据以上正交试验结果可以推断泄漏量最小的刷式封严结构,并用数值计算证明了其泄漏量最小。     

航空发动机叶尖间隙数学模型的建立与验证

在航空发动机装配中,保证设计要求的叶尖与机匣间隙,可以减少工作介质泄漏,降低端壁损失,从而保证发动机性能。基于单传感器单步法测得的间隙数据在国内开创性地建立了叶尖间隙数据处理的数学模型,推导出判断转子与机匣装配是否合格的叶尖间隙相关特征参数FIR,IMP以及转静子同心度ECC的求解公式,建立了发动机水平放置时消除下沉量影响的数学模型。并在Lab VIEW平台上开发了相应的数据处理软件验证了所建立的数学模型的正确性。     

压气机内部旋转不稳定的研究综述

旋转不稳定是压气机工作在高负荷近失速工况时的一种常见现象。研究旋转不稳定在降低压气机工作噪声、减小流致振动以及保障航空发动机稳定工作等方面具有重要意义。首先对旋转不稳定现象进行了回顾,详细讨论了旋转不稳定的特征。其次,重点调研了旋转不稳定的起源和机理,将旋转不稳定产生的原因归纳为叶尖泄漏流、涡脱落以及流动剪切等类别。此外,回顾了模拟旋转不稳定的数值方法,讨论了多种流动控制手段对旋转不稳定的作用效果。最后,对旋转不稳定的研究现状进行了总结,对未来的研究趋势进行了展望。     

燃气轮机过渡过程中叶尖间隙估算及间隙变化对加速过程的影响

给出了一种估算燃气轮机加、减速过程中叶尖间隙及效率随时间变化的简化方法。算例结果与国外文献的对比表明该方法是可行的且有一定的准确度。