Hyperbar涡轮复合发动机循环的热力学第二定律分析

Hyperbar复合发动机是一种高增压、低压缩比并具有旁通补燃系统的涡轮复合发动机,其特点是在不过分增加热负荷和机械负荷的条件下,可以大幅度地提高功率,并能明显地改善发动机的加速特性和扭矩特性。本文对此新型复合发动机循环进行第二定律分析。文中计算了各种不可逆因素导致的(火用)损失,研究了(火用)效率与平均压力随各主要参数的变化规律,并指出改善发动机性能的途径。本文的研究成果对于合理应用及发展     

用于高超音速推进的反循环发动机热力性能分析

符号表fIkg空气对应的燃料流量ISP燃料比冲Ti后燃烧室出口温度马比推力，燃料空气当量比WT涡轮输出功MT飞行马赫数＄前登燃烧室出口温度。T涡轮膨胀比H飞行高度T4＊热交换器出口温度7TC压气机压比1引言八十年代以来，美、俄、德、法、英、日等主要空间大国均提出了各自的高超音速计划，如NASP、Sanger、HOTOL、STAR等。各国的方案在Ma＞6．5均采用火箭发动机或超燃冲压发动机，对于Ma＜6．5采用何种方案则分歧较大，有涡轮一冲压组合发动机方案、ATR方案、LACE方案等。本文对反循环发动机（InverseCgcleEngine）方案作了进…     

多级无导叶对转涡轮气动设计研究

为了有效减少当前航空发动机轴流涡轮导向器的叶片排数,对多级无导叶对转涡轮的气动设计方法展开了研究.给出了该类型涡轮的基本结构和命名方法,介绍了使用该涡轮的发动机热力循环模拟和性能计算流程,提出了能够改善动叶进口预旋、提高级载荷和效率的设计方法。完成了一个由4排锥形动叶构成的高负荷多级无导叶对转涡轮气动设计,设计点总压比和总效率的数值模拟结果分别为10.4和91.2%,验证了设计方法的有效性.     

模拟叶片前缘的复合冷却实验研究

提高涡轮前温度可改善发动机性能。当前国外先进航空发动机的涡轮前温度已提 高到1700K左右。远远超过了材料容许的温度,这就必须采用有效的冷却技术。在涡轮叶片上以冲击-气膜复合冷却应用得最为广泛。在国内外发表的一些文献中,对纯冲击冷却及纯气膜冷却都曾进行过大量研究。但目前对冲击-气膜复合冷却的研究公开发表的文献尚不多见。本文仅就叶片前缘的冲击-气膜复合冷却的机理通过实验作初步的探讨。     

涡轮-冲压组合发动机模态过渡段性能模拟和概念探讨

１概述涡轮－冲压组合发动机是可望用于天地往返运输系统和高超声速民航运输的吸气式发动机。在地面起飞和低速飞行阶段以涡轮发动机模态工作,在高空高速阶段以冲压发动机模态工作．涡轮模态和冲压模态的相互转换过程称为模态过渡段。在过渡段中两种发动机共同工作以联合循环方式运行。组合发动机以联合循环方式工作的性能,不仅与组成它的涡轮发动机和冲压发动机本身的型式和特征有关,而且受到两类发动机相互关系以及调节机构的影响。所以,涡轮冲压组合发动机模态过渡段稳态和瞬态过程的研究,是组合发动机性能研究的重要组成部分［１－…     

1+3/2与1+1/2对转涡轮对比分析

为理清1 1/2对转涡轮及1 3/2对转涡轮使用范围和效能,从而帮助设计决策,本文采用Stewart方法,从速度三角形基本分析入手,以速功比为主要变量,考察、对比1 3/2和1 1/2对转涡轮性能特点.研究表明:各转速比下,1 3/2对转涡轮高效率范围都比1 1/2对转涡轮窄,但其高效区发生在更小的总速功比区域;随转速比绝对值增加,两种涡轮高效率区都增加,高效率区位置都偏向大的总速功比区域;相比于1 1/2对转涡轮,1 3/2对转涡轮具有较低出功比,且偏向于低速功比区域;随转速比绝对值增加,两种对转涡轮出功比范围均拓展.这些结果为未来先进航空发动机涡轮选型提供了重要借鉴.     

叶型偏差对整机环境中涡轮性能的影响

叶型加工和装配的误差可能会对涡轮部件乃至发动机整机的性能产生显著的影响。本文针对某整机环境中的涡轮部件,采用数值模拟结合实验的方法,研究了涡轮叶型偏差对其气动性能的影响。结果表明:在整机环境中,叶型偏差首先导致涡轮部件气动性能的微小变化,而整台发动机的工作点随之改变,导致涡轮部件的来流条件、各级涡轮的转速和速度三角形以及其内部的流动细节均会发生明显的变化,最终叶型偏差对涡轮部件气动性能的影响被显著放大。     

预冷吸气式发动机热力循环分析

从预冷吸气式发动机热力循环的角度,分析了燃料性能及工质物性对发动机总体性能的影响,以及发动机循环过程参数的优选问题;为确定预冷吸气式发动机性能参数随循环运行参数的变化规律,以预冷涡喷发动机为对象,对发动机比冲及比推力同循环压比及预冷深度等参数之间的函数关系进行了讨论,并分析了压气机效率对发动机性能参数及最佳压比、最佳预冷深度的影响;本文的工作对认识预冷发动机性能及发动机具体循环的实现方式具有一定的指导作用。     

内部冲击构型对气冷涡轮气热耦合计算影响的对比研究

为了评估复杂冷却涡轮内部冷却结构变化对涡轮气动及传热性能的影响，本文采用气热耦合计算方法对三种具有不同内部冲击结构的高压导叶进行了研究。分析了无冲击冷却结构、冲击挡板结构以及冲击套筒结构对涡轮气动及传热性能的影响规律。结果表明：在气动性能方面，无冲击冷却结构方案总流量最大，带有冲击套筒结构方案最小，同时涡轮气动效率也会随着内部结构的变化而变化；在传热方面，通过对比可以发现两种冲击方案都会对叶片表面最大温度进行降低，但冲击套筒结构方案同时还能够降低叶片表面平均温度。     

某小型涡扇发动机高压涡轮气动设计

小涡扇发动机总体要求以及高压涡轮工作特点,决定了小涡扇发动机高压涡轮气动设计上具有低展弦比、二次流损失及叶尖间隙泄漏损失大的特点。根据总体性能结构要求,设计了膨胀比为3.4的单级高压涡轮,三维黏性数值计算表明涡轮性能达到要求,具有较高效率,并重点描述了导向器内部流动现象.为了更好地评估实际工作环境下高压涡轮流动特点,对转静子冷却封严二股气流进行了数值模拟研究,详细分析其对转子二次流动及叶型攻角的影响。     

涡轮轴发动机的功率调整

一、前言 涡轮螺桨型发动机改为涡轮轴发动机,最为简单的方案是将末级或末几级涡轮简单地脱开成为低压涡轮,而通流部分则不予更动。但必然存在能否达到原型机性能的问题。若以具有三级涡轮单轴螺桨发动机为例:前两级改为高压涡轮,第三级改为低压涡轮。原机在设计状态时,前两级涡轮功率为N_(et)_(10)与压气机耗功N_(et)_(10)之间存在着N_(et)_(10)(?)N_(ek)_o三种可能的情况。自行设计的涡轮轴发动机在功率调整中也存在着类似情况。对于N_(et)_(10)=N_(ek)_o,当n_k=n_k_o时、动力涡轮输出的功率等于原机功率N_e=N_e_o,则各参数也与原机相同。对于N_(et)_(10)ηm(?)N_(ek)_o这两种情况,均认为高压涡轮和压气机功     

IET短周期涡轮实验台模拟高空涡轮性能试验研究

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所(IET)短周期涡轮实验台的结构、特点和试验过程,参照高空台对航空发动机模拟高空试验的要求,对短周期涡轮试验台和长周期高空台发动机模拟试验进行了比较,探讨了利用短周期实验台进行模拟高空涡轮性能试验的可行性.通过一个低压模型涡轮的试验,验证了本实验台在进行涡轮模拟高空性能试验方面的功能和可信性,从而拓展了本实验台的使用领域.试验获得的模型涡轮的设计点性能以及变工况特性,为研究低雷诺数条件下涡轮内部流动机理和设计提供了丰富的实验数据.     

E3对转涡轮设计特点分析(Ⅱ)--过渡段不同方案的流场分析比较

本文以E3对转涡轮方案为背景,针对高压涡轮动叶设计难以满足低压涡轮预旋需求的难点,提出了取消低压涡轮导叶,改由过渡段支板弥补高压涡轮所提供预旋不足的过渡段改进设想.对过渡段支板不同改进方案和E3原方案进行了流场计算、气动性能比较及结构可行性分析.     

具有旁通补燃、超高增压、低压缩比复合发动机循环的热力分析

本文提出了具有旁通补燃、超高增压、低压缩比复合发动机的理想循环、实际循环及其图示方法,推导了它的热效率和平均压力的计算公式,分析了各主要参数对热效率和平均压力的影响规律,讨论了复合发动机发展方向.分析表明,随着增压技术和零件抗热负荷能力的提高,该复合发动机有着巨大的发展潜力.     

考虑冷却的1+1/2对转涡轮初步设计

1+1/2对转涡轮技术是高性能航空发动机需要的关键技术之一。本文以某高性能涡轮为目标进行了考虑冷却的涡轮初步设汁,力图通过设计过程抓住对转涡轮设计与应用中的关键问题。研究结果表明在 1+1/2对转涡轮设计中,考虑冷却方案与不考虑冷却方案相差较大,其中高压涡轮动叶是此类对转涡轮设计中的主要关键点。     

非绝热小燃机热力学模型分析

以小型燃气轮机为研究对象,针对热端部件涡轮通过固壁向压气机传热,建立了压气机和涡轮非绝热运行工况热力学模型.基于一定假设,提出不同的效率定义式,并分析了影响各种效率改变的因素及变化趋势,发现测量效率不能准确反映部件的实际气动能力,它对压气机和涡轮传热效率的估计均存在偏差.进一步从热力循环角度研究了热量传递如何改变整机系统实际出功量和效率,结果表明不同的热量传递方式以及压比温比的改变都会对系统性能造成不同程度的影响.     

燃气轮机燃用中低热值燃料性能优化方案研究

中低热值燃料燃气轮机对于我国建立清洁高效的能源体系具有重要作用。本文针对某型燃气轮机燃用天然气和中低热值燃料的性能进行模拟研究。单一调节方案结果表明:采用提高压比、关小压气机进口导叶、增加透平通流面积三种方案时性能较好,而降低燃烧室出口温度和压气机出口抽气方案性能较差。对多种复合方案进行比较,发现适当增大透平通流面积、关小进口导叶并允许适当提高压比、降低燃烧室出口温度的四方案联合调节,使燃气轮机性能总体较优。     

冷气喷射对直叶栅型面压力及气动损失分布影响的实验研究

提高燃气涡轮比功率，降低比油耗要通过升高涡轮入口温度和压气机压比实现，但必须对涡轮叶片实施诸如气膜冷却等保护措施。Ito和Goldstein[1]，Yamamoto[2]等分别研究了冷气喷射对在叶栅气动性能的影响。本文通过实验研究了冷气喷射对叶型型面压力和叶栅流道内气动损失的影响，并得出了一些有意义的结论。1实验装置实验在哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心低速风洞实验台[3]上进行。图1及表1给出了实验用叶片型线（取自一典型涡轮导向器叶型），冷气喷射孔位置及静压孔分布。叶片表面前缘、吸力面后部和压力面后部开了三列孔，每列孔…     

关于1+1/2对转涡轮的基本分析和初步设计

１＋１／２（无低压导叶）对转涡轮是高性能军用发动机迫切需要的关键技术之一。本文针对该类对转涡轮展开基本分析,并以某型发动机为目标进行了 １＋１／２对转涡轮试验件的初步设计。研究表明 １＋１／２对转涡轮总效率更多由第一级决定,第二级效率一般较高;高低压轴出功比和第一级涡轮的负荷水平是表征此类涡轮设计难易程度的关键参数。     

低展弦比高负荷涡轮气动参数选取准则的分析和研究

本文采用数值模拟方法研究了高负荷涡轮中载荷系数,流量系数、反动度和轴向速比四个参数对涡轮级效率的影响,采用的计算程序以等熵效率公式为基础,并加入了改进的KO损失模型,在一定载荷系数、流量系数、反动度、轴向速比、稠度、轮毂比、展弦比、尾缘厚度/喉部宽度和叶顶间隙/叶高范围内,通过正交实验设计方法分析了各参数对涡轮效率的敏感性,其中稠度、轮毂比、展弦比和尾缘厚度/喉部宽度的敏感性相对较低,可以忽略。与此同时,针对一载荷系数2.6、压比5的高负荷涡轮详细计算分析了载荷系数、流量系数、反动度和轴向速比四个参数对涡轮效率的影响和选取准则,通过综合分析得到了具有一定适用范围的高负荷涡轮气动参数选取参考图。在此基础上,进行了高负荷涡轮气动方案设计,并利用三维数值模拟手段对所设计的气动方案进行了验证,结果表明:三维数值计算结果与一维分析结果偏差较小,采用此准则选取相关气动参数可以设计出满足条件并且性能良好的高负荷跨声速涡轮。