动叶围带顶部泄漏对冲击式涡轮气动性能影响的研究

短叶片冲击式涡轮采用带冠结构以减小动叶顶部间隙的泄漏,同时为了减小围带与涡轮外壳间隙泄漏,在叶冠围带处增加密封结构。密封内部流动比较复杂,对涡轮性能影响较大。通过对某超声速涡轮进行的三维模拟,对比不考虑间隙涡轮与考虑密封间隙涡轮(不同密封间隙)整体性能,分析密封间隙对涡轮内部流动的影响。     

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.     

叶尖间隙对弹用跨声速及亚声速压气机动叶的影响

为了平衡弹用涡轮发动机的制造成本与气动性能,采用三维数值模拟方法,研究了叶尖间隙高度对跨声速及亚声速压气机动叶的影响。结果表明,叶尖间隙对跨声速与亚声速压气机动叶影响有显著差异,其中,对亚声速动叶的影响可以忽略,但对跨声速叶片影响很大。对于跨声速叶片,随着间隙增大,叶片增压比、最高效率逐步减小,熵增区域也发生了显著改变。因此,相比亚声速动叶,跨声速动叶叶尖间隙的公差范围需更为严格。     

基于流场仿真的某型涡轮叶片的表面微结构分析

利用流场仿真和扫描电子显微镜观测的方法,对某型涡轮叶片工作前后的表面微形貌进行了分析,研究了高温高压环境对叶片表面形貌变化的影响。首先为了提高计算效率,根据叶片形式,建立了涡轮叶片流场的周期性对称CFD模型,并利用有限体积法对流场的温度和压力进行计算分析;然后利用扫描电镜对工作叶片的表面形貌进行观测,分析叶片表面微缺陷形式;最后根据仿真与试验观测结果,分析了叶片缺陷产生的原因和影响叶片表面微结构变化的因素。结果表明：叶片前缘温度达到最高的860 K,在几何结构和波系的共同作用下,叶片前后缘、叶尖、叶根附近流场流动特性复杂,流道内温度和压力分布不均匀;叶片后缘根部出现长约180μm的穿晶/沿晶混合模式的微裂纹,后缘叶尖处有长约30μm的夹杂物裂纹出现,这是叶片热应力、叶片表面金相转变、氧化、氢脆等共同作用的结果;应根据涡轮泵的实际任务情况对涡轮泵地面热试车程序进行合理的安排,尤其在关机阶段要考虑是否对涡轮叶片的冷却采取大气环境隔离措施。研究可为液体火箭发动机涡轮叶片寿命评估提供参考。     

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。     

车用涡轮增压器轴向力数值计算

运用NUMECA的三维粘性流动数值计算软件FINE/TURBO对压气机级和涡轮级的流场进行研究;运用FLUENT软件对两叶轮背部间隙流场进行计算.对数值计算出的压气机和涡轮叶轮的表面及背面压力分布进行积分,最终得到轴向力.     

轴流压气机主流在封严篦齿上游容腔内流动结构的数值研究

为了解燃气轮机压气机静子上游容腔二次流结构以及提高效率,利用3维数值模拟方法对带有封严结构的压气机上游空腔内的流动结构和产生的气动损失进行分析,给定0.5％和1.0％的间隙叶高比,并研究主流在上游容腔结构内产生的二次流与泄漏流的相互作用.静子通道内的二次流除了通过封严篦齿的泄漏流外,主流会在上游容腔内产生与泄漏流类似的与主流流向差异较大的二次流.分析结果表明:间隙叶高比为0.5％与间隙叶高比为1.0％相比,泄漏量减少53％的同时损失系数只降低1.784％,主流在上游容腔内会产生较多的二次流,而间隙叶高比为1.0％的情况下泄漏量增加,主流在上游容腔结构内产生的二次流效应减弱.     

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。     

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。     

涡轮喷管出口三维流场研究

本研究旨在对涡轮喷管出口流场做详细了解。利用五孔微型探针测量了单级涡轮喷管出口下游两个轴向位置的流场。通过测定区域横向压力分布准确地分析流场，包括喷管尾流、二次流区域、马蹄涡及损失。准确解出了速度的三个分量、滞上压力、静压、俯仰角及侧滑角。观察到叶尖附近和轮毂处存在明显的涡旋中心，表现为马蹄涡和通道涡合并形成一个单损失核心区。在靠近叶尖和轮毂约为叶片高度１／３的通道区域内，二次流占优势。仅通道中间１／３叶片高度区域内流动特性与设计相符合。将该喷管尾流的衰减与其它叶片尾流的衰减作了比较：该喷管尾流的衰减比压气机叶栅尾流、涡轮环形叶栅尾流或动静叶间距较大的涡轮喷管尾流的衰减要快得多。这种较快的衰减是由于受到与静叶间隔很小的下游动叶（动静叶间距为喷管轴向弦长的２０％）的影响。     

H1F涡轮增压器混流涡轮级的CFD研究

利用三维CAD软件Pro/E建立了H1F涡轮增压器混流涡轮级三维流道模型,利用商用CFD软件Numeca对涡轮内流场进行了模拟.控制方程使用Baldwin-Lomax模型,选用S-A湍流模型,计算出了涡轮级的流量和效率特性,并与试验数据进行了对比,同时计算得出了叶轮流场分布.结果表明,混流涡轮有利于发动机脉冲排气能量的利用,所设计的混流涡轮轮缘处流动情况较差.     

制退活塞间隙密封效能分析

为研究制退活塞与制退筒之间的间隙密封效能,以节制杆式制退机为研究对象,通过Fluent流体仿真软件对制退活塞与制退筒之间的高压间隙密封进行了仿真分析,得到了制退机工作腔的液体泄漏率与进口压力之间的关系,并分析了5种不同形状的环形密封槽对间隙泄漏量的影响,得到了倒梯形密封槽密封效果最好的结论,并得出影响密封槽内涡流大小与高压射流流向的重要原因是密封槽壁面与射流的方向。研究结果为制退活塞间隙减小泄漏的设计提供了一定的理论基础。     

航天飞机主发动机高压氧化剂泵转子动态分析

本文介绍了航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵转子的动态分析。使用模态合成法计算泵与发动机结构的复杂偶合。分析中包括了影响转子稳定性的交叉偶合因素。分析结果表明:轴承间隙较小而且涡轮的级间密封平滑会使轴承寿命较长,而且还能改善稳定性。后来具有这样的设计性能的试验证实了这一点。     

弹筒间隙及壁面条件对火箭弹燃气射流的影响分析

为分析火箭弹发射时弹筒间隙及壁面传热条件对燃气作用效应的影响,利用计算流体力学方法对不同条件下的燃气流动状态进行研究分析。结果表明:在弹体筒内运动阶段,弹筒间隙引射作用会对燃气流动状态产生较大影响,在弹体底部附近,忽略弹筒间隙时的燃气压强较考虑弹筒间隙时的压强小10%左右;对于等温壁面条件下燃气流动的压强较绝热壁面条件和耦合传热壁面条件的计算结果低5%左右。     

涡轮叶片冷却技术的发展及关键技术

简单介绍了涡轮叶片冷却技术的基本原理和重要性,在此基础上对国外涡轮叶片冷却技术的研究进展进行了追踪,对相关文献资料进行汇总分析后提出了涡轮叶片冷却技术的发展趋势和关键技术,并对将涡轮叶片冷却技术应用于弹用涡扇发动机进行了可行性分析。     

弹丸药柱与弹底间隙的消除方法及分析

介绍消除弹丸药柱与弹底间隙的工艺方法及工艺过程中使用的间隙测试方法,根据热传导方程和拟塑性流体本构关系,对与该工艺相关的热学和力学机理进行了分析,为实现工艺的自动化控制提供了理论依据。     

引信涡轮发电机弹道发电模型和计算

运用空气动力学、机械学、电磁学理论建立了包括进气道气流流动、涡轮运动和发电机输出特性在内的系统数学模型。编制了涡轮发电机在飞行弹道上工作情况的计算机仿真程序,结合实例进行了模拟,并与实测结果进行了分析比较。     

涡扇发动机风扇级气动设计

根据涡扇发动机总体需求,应用专业程序进行风扇级设计。利用商业软件NUMECA／FINE对风扇的设计点和近失速点特性及流场进行了数值分析。仿真结果显示,风扇级设计点性能满足指标要求;风扇转子根部做功能力较强,级出口总压沿叶高分布较均匀;叶尖部分激波靠近叶栅前缘,失速裕度偏低。经分析认为,其失速裕度偏低的原因主要为：在叶栅尖部激波的作用下,附面层分离涡和叶尖泄漏涡逐渐向压力面扩展,堵塞了叶栅流道。为此,设计了处理机匣提高该风扇级的失速裕度。     

基于一种泄漏流边界模型的封严篦齿分析方法研究

针对篦齿通道中存在的结构相对复杂、封严间隙随工作状态变化、数值模拟计算域网格量大等问题,对不同密封构型参数下的多种直通式封严篦齿模型进行了高速实验研究,并基于实验结果建立能够反映环境参数和封严构型参数对密封性能影响的篦齿泄漏流边界模型。结果表明：该模型能够很好地还原实验规律,可以在多级的压气机计算中可靠地模拟篦齿泄漏流动,并在某3级压气 机中计算得到0.5%的泄漏量将分别导致压气机流量、压比和效率呈现1.4%、0.3%和1.1%的下降。     

等离子体流动控制在高超声速飞行器中的应用研究

采用等离子体流动控制改善飞行器气动推进性能是近年来流动控制领域研究的热点。以临近空间高超声速飞行器的应用为背景,分析了等离子体流动控制的机理,详细介绍了等离子体流动控制的国外研究现状、风洞试验技术以及等离子体气动激励建模仿真方法。