动叶围带对鱼雷涡轮机通流性能影响研究

针对鱼雷涡轮机叶片短小,顶部间隙泄漏损失严重的问题,基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对有无围带下鱼雷涡轮机通流不同工况下流场及性能进行了数值计算,研究了有无围带时涡轮机功率、效率、燃气流量以及各种流动损失的变化规律,分析了叶轮围带对涡轮机通流流场及性能的影响。研究表明,在鱼雷涡轮机叶轮顶部上安装围带有助于消除叶轮流道主流中叶片径向的泄漏流动,减小叶轮内部流动损失,提高涡轮机通流效率和功率,改善鱼雷涡轮机通流部分的工作性能。     

基于ANSYSCFX的鱼雷涡轮机通流流场及性能计算方法

运用计算流体力学（CFD）软件ANSYSCFX对鱼雷涡轮机通流部分流场及性能进行了数值计算,介绍了CFD技术应用到鱼雷燃气涡轮机通流设计中的一般步骤,旨在提供一种燃气涡轮机通流部分流场及性能的预测方法,探索CFD技术在鱼雷燃气涡轮机动力系统设计中的应用途径。研究结果表明,利用CFD技术计算鱼雷燃气涡轮机通流流场,预测通流气动性能与试验数据吻合较好。本文的研究成果对鱼雷涡轮机工程研制具有一定的参考价值。     

水下航行体涡轮机通流部分流场及性能数值研究

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对水下航行体涡轮机通流部分的流场及性能进行了数值模拟,研究了设计工况与非设计工况下涡轮机内部流场精细结构和流动损失,分析了非设计工况涡轮机效率的影响因素.研究表明,设计工况下喷管处于超临界状态,造成叶轮中很强的入口激波,引起叶轮壁面边界层的分离;存在叶尖径向间隙泄漏和轴向间隙泄漏,由此造成很大的间隙泄漏损失;非设计工况下,涡轮机出口背压升高,涡轮机效率下降明显,喷管环效率下降是主要原因;本文所使用的CFD模型及计算方法能够较好地捕捉水下航行体涡轮机内部存在的各种复杂流动结构,所预测的涡轮机性能与试验数据吻合良好.     

水下航行体燃气涡轮机工作特性数值研究

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对水下航行体涡轮机的工作特性进行了数值计算,研究了水下航行体涡轮机气动性能的主要参数（涡轮功量、流量和效率）与状态参数（转速、膨胀比）之间的关系,分析了涡轮机通流部分各种损失的变化规律,为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。研究表明,涡轮机喷管流动状态不受其后叶轮的影响,只与涡轮机膨胀比有关;存在一个临界膨胀比值,涡轮机膨胀比大于此值时,喷管速度系数和总压恢复系数随膨胀比变化比较平缓,而小于时,喷管速度系数和总压恢复系数随膨胀比减小而急剧减小;存在一个临界膨胀比,使得涡轮机效率最大;膨胀比大于此值时,涡轮机效率随膨胀比减小而减小;小于此值后,涡轮机效率随膨胀比减小而急剧降低;同一膨胀比下,涡轮机转速减小,涡轮机效率降低。     

鱼雷涡轮机叶片顶部气封流场数值研究

通过求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,数值计算了带气封围带结构的鱼雷涡轮机动叶顶部间隙内部3D流场及特性,研究了不同气封结构形式对涡轮机通流效率和动叶顶部泄漏流动的作用,比较了迷宫式气封不同齿数下动叶间隙泄漏气流的流动特性,分析了迷宫式气封齿数对鱼雷涡轮机通流效率和泄漏特性的影响。研究表明,在叶片顶部间隙中采用气封结构能够有效减小燃气泄露流量,提高涡轮机通流气动性能;在相同气封齿数下,迷宫式气封结构要比一般梳齿型气封结构密封效果好;迷宫气封通过气流在气封齿间空腔形成的3D涡流,将气流动能转化为热能,从而起到密封效果;气封齿数越多,密封效果越好,对涡轮机通流性能的改善也越大。     

部分进气燃气涡轮机叶轮流场数值模拟

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对部分进气燃气涡轮机叶轮内部流场进行全3D粘性定常数值模拟,研究了涡轮机叶轮内部流场精细结构。研究结果表明,本文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉部分进气燃气涡轮机叶轮内部存在的各种复杂流动结构;叶轮进口燃气超音速,导致叶轮入口产生激波,激波与边界层干涉,造成边界层分离,引起流动损失增大,从而影响叶片的载荷分布和涡轮效率;叶轮通道内部流动呈强3D特性,存在各种旋涡结构;部分进气设计和叶轮高速旋转,使叶轮受到强烈的交变力冲击,对叶片应力分布产生不利影响。该方法为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。     

弹丸结构特征数的计算方法

分析了弹丸结构特征数的传统计算方法的流程及存在问题，详细介绍了数字化模拟计算方法的流程．通过分析得知，采用数字化模拟计算能够较为迅速、准确地计算出结构特征数，节省了计算时间，缩短了研制周期．     

某微型离心压气机的流场计算与分析

以某微型离心压气机为例,利用UG软件对该压气机进行建模,使用NUMECA87.3软件进行数值模拟计算,获得了压气机的流场分布情况,主要包含压力场分布参数和速度场分布参数。将计算得到的结果与压气机实际的试验结果进行对比分析,结果表明,数值模拟计算方法得到的数据与试验结果接近,说明网格划分较合理,流场的边界条件选取符合客观规律,计算方法合理可行,通过对数值模拟计算得到的离心压气机的特性规律及主要性能参数进行分析,为离心压气机后续的改进设计提供理论依据。     

末敏弹毁伤概率计算及其影响因素分析

根据末敏弹工作过程和探测器采用的捕获准则，在对自行火炮进行易损性分析基础上，建立了末敏弹毁伤目标模型，并在此基础上采用蒙特卡罗法进行了大量的数值模拟计算，对结果进行了分析，找出了影响末敏弹性的最敏感因素，为末敏弹结构参数，性能参数的优化提供了依据。     

空水共用涡轮机气动设计与数值仿真

跨介质航行器是一种具备远程快速打击、重复出入水以及高效突防能力的新概念航行器,而其中涡轮发动机在跨介质航行器不同航行阶段的工作参数差别很大。为解决水下、空中及起飞工况下的空水共用涡轮机的气动设计,结合损失模型的方法提出一种空水共用涡轮机设计方法,通过数值仿真方法验证气动设计方法的合理性以及起飞工况的可行性。研究结果表明：在不同工况下,数值仿真结果与一维气动设计结果的相对误差均在2%以内;使用数值损失分解方法进一步分析了涡轮机的各部分损失,发现叶型损失为空水共用涡轮机的主要损失;水下工况时流场内存在激波和分离涡,部分进气度很小,损失较大;空中工况则流动更为均匀,损失较小;起飞工况时涡轮机工作在非设计点,此时主要依靠水下喷管做功,空中喷管则会产生负功率。该方法可为空水共用涡轮机的优化设计和试验提供参考。     

一种水下航行器燃气涡轮机性能模拟试验方法

针对以往水下航行器动力系统设计试验中的不足,通过分析水下航行器涡轮机的基本原理,利用空气动力学和流场相似理论,对涡轮机性能模拟试验原理和方法进行了探讨,提出了一种通过燃气涡轮机低工况性能模拟试验来验证设计工况的试验方法,旨在为涡轮机的性能试验验证提供理论基础,同时为涡轮机的试验条件建设提供参考。     

固体推进剂涡轮喷水发动机工作性能研究

研究了固体推进剂涡轮喷水发动机的工作原理和热功转换过程,分析了轴流水泵的空化特性,计算了发动机热功转换效率和推进效率,获得了典型工作条件下的发动机性能参数。结果表明,轴流水泵抗空化性能明显优于传统推进器,合理设计发动机工作参数,可以实现燃气涡轮与轴流水泵的匹配运行,为开展固体推进剂涡轮喷水发动机研究提供参考。     

基于火炮膛内气固两相流的热散失模型数值仿真

火炮发射过程中的热散失会影响内弹道性能。在数值仿真时由于直接计算热散失较为困难,通常采用对火药力或者燃气的绝热指数进行修正的方法,但该方法无法准确预测内弹道的性能。为此该文提出了一种基于气固两相流模型的热散失计算方法,从高温燃气与身管内壁的热交换出发,建立热散失模型,并将热散失模型与火炮膛内气固两相流模型耦合,热散失量将在气相能量守恒方程中的源项中考虑。以某155 mm火炮为研究对象,采用MacCormack差分格式求解修正后的气固两相流模型,获得膛内流场变化情况。求解得到的流场参量作为热散失模型和身管传热模型的输入参数,计算出内弹道过程中总热散失量以及身管径向温度分布规律。对给出的2种测试工况进行仿真计算,计算结果与实验结果的比较表明,考虑热散失时各指标误差明显减小,最大压力误差小于1.0%,初速误差小于0.5%。总热散失占火药燃烧后产生总能量的2%～4%。证明了该方法的可行性和优越性,有助于提高内弹道仿真的精度。     

涡轮气动力仿真分析和试验研究

为研究涡轮喉径、进气间隙等因素对涡轮性能的影响,验证仿真计算和真实试验的差异,提出一套涡轮效率的计算方法,并借助仿真软件对其流场的空气动力学特性进行数值模拟和分析。与实物试验结果进行了比对。研究结果表明：仿真计算与实物试验的结果较为吻合。冲击式涡轮启动瞬态的流场较为复杂,进气角是影响涡轮启动效率的关键因素;减小涡轮间隙、选择与流量匹配的进气喉径均可有效提高涡轮效率。     

涡轮机壅塞式燃烧室燃烧数值仿真

为了研究涡轮机燃烧室的实现形式并通过仿真验证其工作性能,提出了一种既能实现三组元推进剂稳定燃烧,又能满足涡轮机在低工况时较低进气压力要求的新型壅塞式燃烧室方案,并基于计算燃烧动力学方法对该燃烧室方案的工作特性进行了数值仿真。仿真结果表明,在多种工况条件下,燃烧室三组元推进剂燃烧完全,三组元中的水完全蒸发,燃烧室流场分布合理,喷嘴环前压力满足涡轮机进气要求。该方案及仿真结果可供三组元推进剂涡轮机燃烧室工程研制参考。