离心压气机高原特性数值计算与分析

针对高原环境下工作的车用柴油机涡轮增压器,对压气机不同进口条件的影响进行了理论分析.根据流体物性对数值计算的影响提出了高原压气机的数值计算方法.通过数值仿真结果及其内部流场的对比分析,讨论了高原条件下压气机特性影响的关键因素和变化规律.结果表明：高原条件下等转速的压气机效率下降,压比上升.叶片前缘的激波损失和间隙流损失的加剧是高原条件下压气机效率下降的主要原因.     

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。     

进气弯管对离心压气机特性影响及弯管结构优化

离心压气机进口常采用弯管导流进气,弯管中的二次流动会导致压气机进口气流出现畸变,影响压气机的气动性能.针对这一问题,通过数值仿真与台架试验相结合的方式,研究弯管对离心压气机特性的影响规律及产生机理.在此基础上提出在弯管内增加导流肋片的改进方法,并进行数值仿真与试验验证.研究结果表明:在压气机进口增加弯管后,压比和效率特...     

轴流压气机引气的多通道三维数值模拟方法研究

以单级轴流压气机为例,针对轴流压气机引气开展了多通道全三维数值模拟方法的研究。首先对具有试验结果的NASA Stage35单级轴流压气机的内部流场进行详细的数值模拟,对比计算结果与试验结果,确定了一套准确可靠的数值模拟方法。再对某一单级轴流压气机无引气、全周开缝引气、周向均布集中开孔引气进行多通道三维数值模拟,确定该方法用于研究轴流压气机引气的可行性。结果表明,引气量、喘振裕度和压气机效率是分析引气对轴流压气机气动性能影响的三个关键因素,多通道三维数值模拟方法可对不同引气方式下轴流压气机的气动性能进行仿真计算,并为引气方式的防喘/退喘技术研究提供依据。     

新型纽扣式涡喷发动机压气机数值模拟

压气机作为涡喷发动机的核心,其内流场特性是研究的重点.文中基于国内外微小型涡喷发动机研究,设计了一种纽扣式涡喷发动机,利用SOLIDWORKS建立三维模型,并对此压气机进行三维粘性流场数值计算,得到了压气机怠速、额定和极限3个工作状态的各方面特性曲线,分析并总结了压气机的设计要素.计算结果与国内外其他研究数据进行对比,结果表明,压气机性能良好,满足设计要求,该设计经验为超微小型涡喷发动机提供参考依据.     

微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室数值模拟

对推力为40 daN的微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室进行了设计工况下的数值模拟,得到了燃烧室内流场分布、温度场分布以及燃烧室性能参数.通过数值模拟得到了微型发动机蒸发管式燃烧室的一些特性规律,为燃烧室的设计提供参考依据.     

弹用150型涡轮喷气发动机

艾利逊公司研制了一种低成本一次性使用涡轮增喷气发动机，这种发动机的性能较目前已有的发动机有很大的提高。艾利逊公司的这种１５０型涡喷发动机具有高推重比高单位迎面推力和制造成本低等特点。主要介绍这种发动机的设计和性能。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

TRI 60系列弹用涡轮喷气发动机剖析

TRI60系列涡喷发动机是当今国际上一个引人注目的弹用涡轮喷气发动机型号系列。法国MICROTURBO公司在这一领域作了大量的研究与开发工作。本文对TRI60系列发动机的发展过程、技术特点、结构形式、性能参数等进行剖析。这些研究工作将有助于我国弹用涡喷发动机的发展。     

变海拔环境下离心压气机叶轮多场应力响应

针对车用涡轮增压器离心压气机叶轮在变海拔环境下可能出现的静强度失效问题,开展了叶轮在变海拔环境下多场载荷及应力响应的变化规律研究。采用单向稳态流体与固体耦合的方法,计算了叶轮在气动载荷、热载荷以及离心载荷作用下的单场应力以及多场耦合应力。结果表明：在真实流量、真实转速不变,仅根据海拔高度不同改变进气压力与进气温度时,叶轮进口流动角随着海拔升高而增加,导致高海拔环境下长叶片前缘静压差较大,最大气动应力从长叶片尾缘转移到前缘,叶轮的热载荷、热应力以及最大多场耦合应力随海拔升高而减小;在增压发动机工况不变时,随着海拔的升高,叶轮气动应力与热应力的绝对变化较小,压气机转速上升带来较大的离心应力增幅,进而导致耦合应力的增加。     

离心叶轮与轴流叶轮振动特性的对比分析

采用有限元方法，从叶片振动特性、轮盘振动特性和盘片耦合振动特性三个方面对两种类型的压气机叶轮进行了对比研究．指出了两者叶片在振动中表现出的不同振型和随转速变化的不同规律．对比分析了叶片对轮盘系统振动频率的影响，以及节径数对盘片耦合振动频率的影响．     

离心式压气机叶轮叶片设计负荷预估法

本文利用叶轮的“负荷预估法”编制了设计叶轮的计算机程序,为设计叶轮叶片提供了气体动力学依据。设计出的叶轮叶片可望获得满意的速度与压力分布的流场。     

高原环境下离心式压气机通用特性研究

针对高原环境下工作的车用柴油机涡轮增压器,对离心压气机的通用特性进行了理论分析,采用数值模拟方法研究了高原进口条件及低雷诺数对于压气机特性的影响。通过改变不同条件下压气机的进口参数,采用折合流量和折合转速的方法对压气机的性能进行对比分析;讨论了高原环境下进口温度和进口压力的变化对压气机折合特性的影响,研究了低雷诺数对压气机内部流场的影响,得到了高原条件下压气机通用特性的变化规律。结果表明,高原条件下压气机进口压力减小导致雷诺数降低,引起压气机内部流动发生变化,是压气机性能下降的主要原因。     

高速旋转弹丸马格努斯效应数值研究

为了研究高速旋转弹丸在飞行过程中产生马格努斯效应的气动机理,本文以三维N-S 方程为基本方程,采用滑移网格技术,对弹丸在高速旋转状态下的绕流场进行了数值模拟。给出了马格努斯力和力矩系数随攻角的变化规律,所得结果与实验数据符合很好,并从流场结构对马格努斯效应产生的机理进行了分析。结果表明,弹体周向压力和切应力分布的畸变、边界层畸变、大攻角下涡的非对称畸变是马格努斯效应产生的主要原因,且船尾对弹体马格努斯力和力矩的影响很大。     

往复式压缩机壳体模态实验研究及仿真分析

往复式压缩机壳体模态参数的求取是对壳体进行改进的依据,首先采用锤击法对正常放置情况下的往复式压缩机壳体进行实验模态研究,利用模态稳态图对真实模态频率进行判别,并使用最小二乘法对模态参数识别,得到模态的固有频率,阻尼,振型等相关模态参数,其次对上壳体下壳体使用不同连接方式的壳体进行模态仿真分析,比较仿真结果得到较为贴近实验模态的固有频率以及对应振型。最后得出压缩机3 000 Hz左右声辐射较大的原因主要是壳体模态被激发,壳体实验模态与仿真分析为压缩机减振降噪提供依据。     

方形截面导弹气动特性数值研究

文中为了研究方形截面导弹的气动特性,设计了舵面位于平面和舵面位于直角两种布局形式方形截面导弹,并通过CFD数值模拟方法分析比较了方形截面导弹和圆形截面导弹的气动特性。分析结果表明,方形截面导弹相比圆形截面导弹具有较大的法向力和横、侧向气动力,其中舵面位于平面布局与舵面位于直角布局的方形截面导弹相比较其横、侧向气动力要小一些。     

高速射弹表面超空泡形成特性的数值计算分析

基于均质平衡多相流理论,建立了水下高速射弹超空泡形成过程的数理模型,对12.7 mm口径射弹进行了水下射击试验,验证了模型的合理性。对不同速度的76 mm射弹进行了数值模拟。结果表明:在弹丸表面,沿轴线各点依次产生空化现象,但在弹丸头部区域内各点水蒸气含量呈线性增加;在弹丸圆柱部区域,各点水蒸气含量先快速上升至0.3～0.4,随后维持平台期,再快速上升。射弹速度越快,平台期越短,超空泡形成得越快,超空泡形成时间满足指数型变化规律。在弹丸头部,空泡发展速率由快速的线性衰减阶段过渡到近似呈缓慢线性衰减的阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第一阶段中衰减得越快,衰减幅度也越大,而第二阶段中的衰减速度几乎不变。在弹丸圆柱部,空泡发展速率的变化分为快速衰减阶段与缓慢衰减阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第二阶段中衰减得也越快。弹丸表面摩擦阻力系数变化特性与弹丸圆柱部空化特性相对应。弹丸速度越快,阻力系数衰减越快,达到稳定时的值也越小;当速度高于1 100 m/s后,阻力系数达到稳定的时间几乎不变,达到稳定时的数值变化也不大。     

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。