径向轮缘密封预旋盘腔流动换热特性数值研究

本文通过SST湍流模型求解RANS方程组,研究了带径向轮缘密封的预旋盘腔流动换热特性,并采用附加变量法研究径向密封的封严特性。比较了不同冷气量,不同进气预旋比下的盘腔内流动系数、转盘表面努塞尔数和封严效率。结果表明:在中分面处,预旋比随进气预旋比的增大而增大,静压系数沿径向线性增大。主流入侵使转盘壁面绝热温度升高,根据流动状态计算得出的Nu较实际略大。进气预旋提高封严效率。     

涡轮转速对无导叶对转涡轮流动特性的影响

为了探究无导叶对转涡轮在不同涡轮转速下的流动特性,运用CFD方法对某无导叶对转涡轮模型级的流场进行了三维定常多叶片排的数值模拟.结果表明,涡轮转速的变化对无导叶对转涡轮的喉部位置基本没有影响;随涡轮转速的升高,高压动叶内的激波损失增大,低压动叶内的激波损失减小,源生于低压动叶吸力面上的激波沿吸力面向尾缘移动;对于远离设计点的非设计工况,流动分离损失及低压动叶中的激波损失构成了对转涡轮损失中的主体;涡轮转速的变化对高低压动叶出口气流角及高压动叶出口马赫数的影响作用较大;高低压涡轮出功比、对转涡轮的总功率及等熵效率均随涡轮转速的增大而增大.     

膨胀式空气涡轮火箭最大状态调节规律与性能分析

为了阐明进气预冷膨胀式空气涡轮火箭发动机在最大状态下的部件匹配规律和性能特点,基于ε—NTU法建立了换热有效度随工况改变的预冷器模型,完成了氢燃料发动机的性能仿真与分析。增大涡轮前压力、燃料流量,同时减小尾喷管喉道和出口面积,可实现压气机工作点沿等物理转速线由堵塞区向喘振边界移动,压气机压比及燃空比均增大。在此过程中,发动机若在低马赫数工作,尾喷管内燃气总压、总温升高使推力增大;在近堵塞区域,压比迅速增大导致比冲上升;在近喘振区域,压比增大减缓,燃空比的上升导致比冲下降。若在高马赫数工作,高温米流使压气机工作于低折合转速区域,工作点在等物理转速线上由堵塞区向喘振边界移动时,燃空比增加补偿了空气流量下降导致的推力衰减,总推力基本保持不变;由于低折合转速下压比增大减缓,增大的燃空比使比冲下降。     

涡轮后机匣流场性能实验研究

对低压涡轮后机匣进行实验研究。对不同来流马赫数及不同来流气流角下的涡轮后机匣流场参数进行测量,分析其在不同来流条件下的整流及损失情况。研究结果表明:支板叶型为前加载且按最大厚度积叠的涡轮后机匣在设计点及非设计点状态都将气流从偏离轴向偏转到基本接近轴向,且总压损失都较小。来流马赫数的改变对后机匣出口气流角影响不大,但来流马赫数的增加会导致其总压损失增加;而来流气流角改变对其出口气流角及总压损失的影响相对较小,但出口气流角及总压损失沿径向的分布会随来流气流角的改变发生变化。     

双转子涡喷发动机气动性能优化控制研究

航空发动机的控制规律作用巨大,它决定了发动机能否获得设定的稳态工作下性能指标,同时保证工作过程中的压气机和涡轮的气动稳定性。双转子涡喷发动机气动性能优化控制的目的就是有效地挖掘发动机的使用潜力。研究方法采用部件特性法对发动机进行稳态建模,并针对某双转子涡喷发动机的稳态模型进行三种不同稳态控制规律下的仿真,得到发动机性能参数的不同变化趋势,并对其进行了详细的分析。结果表明：保持低压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的增加,高压转子转速上升,涡轮前温度升高,发动机推力增加;保持涡轮前温度不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,低压压气机气动负荷变重,低压转子转速降低;高压转子转速也下降,但是下降幅度很小;燃油流量增加;保持高压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,燃油流量有一定的增加,低压转子转速有所降低;推力受多重因素的影响,推力值变化趋势较为复杂。     

基于数值模拟的燃机高压盘腔系统流动特性研究

增加燃气初温是提高燃气轮机效率的主要途径。为了确保充分冷却透平叶片与轮盘,在防止燃气入侵盘腔的同时降低冷气量,需要针对盘腔系统内的流动特性展开研究。高压涡轮盘腔系统含有预旋腔等多个腔室,通过转静封严或旋转孔相互连通。尽管国内外学者针对盘腔系统开展了一系列研究,但大部分以单一腔室为研究对象,很少考虑多个腔室,尤其是预旋腔上下游盘腔对预旋腔内流动特性的影响。因此,本文以某船用燃机高压涡轮盘腔系统为研究对象,采用CFD方法,模拟了盘腔系统内部的流量分配,预测了斜接受孔和平衡孔的通流能力,分析了盘腔内的压力、温度、速度场分布和涡系结构,并分析了燃气入侵现象。本文的研究结果可为研究复杂盘腔系统提供参考。     

带方形喷嘴风道结构对热定型机性能影响

针对带方形喷嘴风道结构设计与优化问题,采用计算流体动力学软件FLUENT对带方形喷嘴的风道内流体流动特性进行了模拟仿真,研究了风道底面夹角、风道倾斜角、喷嘴方形出口尺寸和喷嘴出口挡板高对喷嘴出口气体压力和流量特性的影响.结果表明,底面夹角为8°、9°、10°和11°时,出口气体流量的均匀性均较好;随着风道倾斜角增大,出口气体流量均匀性增加;出口挡板过高或者过低均不能使出口气流方向垂直于织物布面;随喷嘴出口尺寸的增大,出口气体流量均匀性降低.同时,进行了实验研究,并将实验结果与模拟结果进行了比较,发现两者最大误差小于10%,验证了理论分析的可靠性.     

涡轮导向器对旋转爆轰波传播特性影响的实验研究

为了研究涡轮导向器对旋转爆轰波传播特性的影响,以氢气为燃料,空气为氧化剂,在不同当量比下开展了实验研究.基于高频压力传感器及静态压力传感器的信号,详细分析了带涡轮导向器的旋转爆轰燃烧室的工作模式以及涡轮导向器对非均匀不稳定爆轰产物的影响.实验结果表明:在当量比较低时,爆轰燃烧室以快速爆燃模式工作;逐渐增大当量比,爆轰燃烧室开始以不稳定旋转爆轰模式工作;继续增大当量比,爆轰燃烧室以稳定旋转爆轰模式工作,且旋转爆轰波的传播速度和稳定性均随当量比的增大逐渐提高.爆轰波下游的斜激波与涡轮导向器相互作用,涡轮导向器对压力振荡的幅值具有明显的抑制作用,但对压力振荡频率的影响较小.随着当量比的增大,涡轮导向器上下游的静压均同时增大,经过涡轮导向器的作用,涡轮下游静压明显降低.     

总温热电偶的最佳设计

随着喷气技术及火箭技术的发展,气流温度测量愈来愈显得重要.采用能以所需准确度直接给出总温的总温热电偶是测量气流温度的有效途径.凭借经验设计的总温热电偶往往难以保证所需的准确度.Haig提出的方法虽然有可能获得所需的准确度,但在分配热电偶误差时仍需凭借经验,很难保证热电偶处于最佳状态.本文介绍的一种按最佳     

低温空气制冷速冻系统性能的实验研究

对使用空气动压轴承的升压式空气制冷速冻系统进行了实验研究,分析了压气机进口压力、散热器冷边风量及回热器对系统性能的影响。实验结果表明:增大压气机进口压力和散热器冷边空气流量均可降低涡轮出口温度,提高系统制冷量;系统COP随着压气机进口压力的升高而增大,但是增大幅度逐渐减少;系统增加回热器后,涡轮出口温度最多可降低约67%,系统制冷量和COP最多约可增加45.5%,其中涡轮出口温度最低约可降至-50℃,系统COP最大可达0.7左右。     

喷射器扩压室结构设计优化研究

扩压室对喷射器内混合流体的降速增压有着重要影响。本文基于真实流体物性,采用气体动力学方法建立改进的一维混合模型并提出扩压室结构设计优化方法。将模型计算结果与文献实验值对比验证了模型的准确性。分析了扩压室结构参数与喷射器膨胀比、喷嘴喉部直径和混合室直径之间的关系。结果表明,扩压室半锥角α随膨胀比pg/pe、扩压室出口直径与混合室出口直径之比dc/dc3以及喷嘴喉部直径与混合室直径之比dg0/dc3的增大而减小;扩压室长度Ld随膨胀比pg/pe、直径比dc/dc3及喷嘴喉部直径dg0的增大而增大,而随着混合室直径dc3的增大而减小或近似保持不变。     

进气预冷富燃预燃混排涡扇发动机热力循环

为满足高超声速飞行器对高比冲和大推力发动机的需要,提出了一种可重复使用的进气预冷富燃预燃混合排气涡扇发动机(Pre-cooled and Fuel-rich Pre-burned Mixed-flow Turbofan,PFPMT)热力循环。PFPMT发动机的特点是增大内涵空气进气预冷程度,内涵压气机为富燃燃气发生器提供空气作为氧化剂,内涵空气与预冷器出口燃料混合燃烧产生富燃燃气,驱动涡轮、带动内涵压气机与风扇增压,风扇外涵空气与涡轮出口排气在主燃烧室中掺混燃烧,产生高温燃气由喷管产生推力。对发动机热力循环进行了参数化分析,发动机比冲随着压气机压比的增大而增加,尤其是随着风扇压比增加的更为明显;单位推力主要随风扇压比增加而增加,受内涵压比影响较小。发动机地面的比冲与单位推力分别可以达到4500 s与900 N·s/kg以上;在Ma=5.0飞行条件下,发动机比冲与单位推力在3500 s与1100 N·s/kg以上。     

COIL压力恢复系统气流主动冷却技术数值模拟

 引射式压力恢复系统是化学激光系统应用中的一个重要组成部分,为了提高引射器引射效率,减小整个系统尺寸,可以采用主动降低光腔出口气流温度的方法。通过数值模拟,开展了用热交换器降低光腔出口气流温度的研究。给出了混合气体的热物理性质、热交换器建模方法及数值模拟条件,比较了不同条件下热交换器性能的差异,发现由于出口气流密度很低,热交换器的总传热系数、压力损失比常规条件下有较大幅度的减小。此时适当增大椭圆管尺寸,采用高翅片换热管,可以有效地提高热交换器的换热能力。     

旋转动密封非定常气流激振转子动力特性研究

基于多频椭圆涡动模型和动网格技术,通过数值求解三维非定常Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程和κ-ε紊流模型的方法,研究了进口预旋和涡动频率对旋转动密封转子动力特性的影响。研究表明:旋转动密封在x和y方向具有相同的直接激振力系数(K_(xx)≈K_(yy),C_(xx)≈C_(yy))和大小相等、符号相反的交叉激振力系数(K_(xy)≈-K_(yx),C_(xy)≈-C_(yx));旋转动密封具有正的、频率无关的直接刚度系数,其值随进口预旋的增大而增大。进口预旋对密封交叉刚度的大小和符号均具有显著影响;直接阻尼系数在低频区为负值,且随涡动频率的增大而增大,在90 Hz附近变为正值;在整个涡动频率范围内,旋转动密封的有效阻尼均为负值,不利于转子系统的稳定,其产生的流体激振力可能诱发转子系统失稳。进口预旋虽在一定程度上减小了正的交叉刚度,但同时增大了负的直接阻尼,最终使密封有效阻尼减小;较大的进口预旋增大了转子系统失稳的风险。     

刷式密封泄漏流动及传热特性的研究第二部分:传热特性

本文采用计算流体动力学(CFD)与有限元分析(FEA)相结合的方法,对三种不同后夹板结构刷式密封的摩擦热效应及传热特性进行了研究。分析了压比、转速以及后夹板结构形式对刷式密封温度分布、摩擦生成热以及刷丝最高温度的影响规律。研究结果表明:刷式密封的最高温度出现在刷丝束与转子表面接触区域,在刷丝束内,刷丝温度在围栏高度以下区域迅速下降。当压比、转速增大时,刷式密封的温升效应更为明显。同时,摩擦生成热及刷丝最高温度也随压比、转速的增大而逐渐增大。后夹板的非通环形槽结构对刷式密封摩擦热效应及传热特性的影响很小,但通槽结构则会改变密封内的温度分布。     

应用单相流量计测量油水两相流

为探讨单相流量计用于液液两相流参数测量的可行性和有效性,本文对文丘里管、涡轮流量计和椭圆齿轮流量计用于油水两相流测量的响应特性进行了实验研究.文丘里管和涡轮流量计的实验管径为15 mm,25 mm,40 mm,椭圆齿轮流量计的实验管径为25 mm和40 mm.油水两相流总体积流量范围为1～5 m3/h,油含率范围为15%～85%.实验结果表明,文丘里管在高油含率时测得的油水两相流流量比实际流量偏大4%～5%.涡轮流量计的测量误差随油含率升高呈现增大的趋势,最大测量洪差小于5%.椭圆齿轮流量计用于油水两相流测量时相对测量误差小于1.0%且基本不受油含率影响.     

旋转爆震燃烧室与涡轮导向器组合实验研究

旋转爆震涡轮发动机正获得广泛的关注,但旋转爆震燃烧室出口存在着高频的压力波动,压力波动会降低涡轮的工作效率并减小涡轮的工作寿命.基于旋转爆震波的传播特点,开展了旋转爆震燃烧室与涡轮导向器组合结构的实验研究.燃料为H₂,由位于燃烧室前端的120个小孔喷入燃烧室;氧化剂为空气,由径向环缝喷入燃烧室.在燃烧室内起爆旋转爆震波后,爆震产物直接流入导向器内.研究结果表明,随当量比的增加,燃烧室内爆震波的传播速度呈先增大后减小的趋势.在导向器出口仍存在与燃烧室内旋转爆震波同主频的振荡压力,但相对于导向器前的振荡压力,出口压力振幅减小了约64%.旋转爆震波传播速度的相对偏差先减小后增大,并且爆震波传播越稳定,其速度损失越小.      

周向总温畸变下跨音压气机转子运行工况分析

进气总温畸变严重影响压气机稳定性,过去的研究往往把压气机整体作为研究对象,很少关注转子叶片在周期性转入转出畸变区时性能变化情况。本文以单级跨音压气机为研究对象,首先通过单通道定常计算开展均匀来流下的数值模拟,与试验数据对比验证了计算的准确性。然后开展了进口周向范围180?,高温500 K的全环非定常模拟获得整条特性线,并分析了相比均匀来流条件下最高效率点的等熵效率增大的原因。最后详细介绍轨道法并利用该方法得到了最高效率点转子叶片在不同周向位置的压比–折合流量特性,发现总温畸变条件下,不同周向位置对转子载荷的影响基本等同于改变其折合转速,并分析得出最有可能先发生失速的周向位置是由低总温区转入高总温区时。     

基于有机工质真实气体模型的超音速喷嘴设计

为了研究临界或超临界状态有机工质的气动特性,采用计算超音速流动的特征线法,设计了基于真实气体模型的超音速喷嘴。研究了甲苯的5个真实气体膨胀过程,初始状态总温均为600 K,压力分别4 MPa,3.5 MPa,2 MPa,1MPa,0.1 MPa,其中4 MPa,3.5 MPa接近于有机物朗肯循环(ORC)涡轮静叶内膨胀初始状态,甲苯处于稠密气体状态;比较发现,当甲苯处于临界或超临界状态时,喷嘴设计结果明显不同于理想气体状态。以本方法为基础设计了高膨胀比向心涡轮静叶,模拟结果展示了基于真实气体模型的超音速喷嘴设计的可行性。     

双节流跨临界CO_2两相流引射制冷系统的实验研究

文中介绍在跨临界CO_2制冷系统中采用的双节流装置,第一膨胀阀用来控制高压侧压力,第二膨胀阀用两相流引射器代替,以回收系统膨胀功。对双节流装置引射制冷系统的性能进行了实验研究,分析了两段式喷嘴几何尺寸和工况变化对引射器性能和系统COP的影响。实验结果表明,在固定工况下,随着第一喷嘴扩张角的增加,引射比和压缩机耗功先增大后减小,而系统制冷量和系统COP呈相反的趋势;随着第一喉部当量直径的增加,引射比和系统COP都先增大后减小。在固定几何尺寸下,蒸发温度为-1℃和-3℃时,系统COP和引射比分别取得最大值;随着气冷器出口压力的升高,引射比逐渐增加,而系统COP逐渐减小。