基于流线曲率法的航空轴流涡轮损失模型研究

以某单级涡轮为研究对象，基于叶轮机械设计和性能计算中广泛应用的子午面流线曲率法．采用多种不同损失模型对涡轮热力性能进行了数值模拟计算分析，对比分析了各种损失模型在基本假设、损失机理、损失预测、涡轮性能计算方面的差异。这里特别针对不同损失模型，数值分析了涡轮叶片压力损失系数沿相对叶高的变化规律、涡轮叶片平均压力损失系数与进口气流角的关系、相对栅距变化对不同损失模型预测结果的影响。分析结果表明，由于在基本原理和基本假设等方面的差异，不同损失模型的适用条件不同，预测结果差异也较大，在涡轮设计中应特别予以注意。     

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型。在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响。结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用。     

发动机地面起动时涡轮叶尖间隙动态变化规律

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,本文分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型,同时基于某型发动机试车数据计算了涡轮叶尖间隙,研究了发动机地面起动时涡轮叶尖间隙动态变化规律。结果表明:地面起动时涡轮叶尖间隙呈减小趋势,机匣形变量上升速率最大,叶片变化量对叶尖间隙变化影响最小,可为发动机地面起动时涡轮叶尖间隙控制策略的设计提供参考。     

基于经验方法的涡轮损失计算研究

以自主设计的某双级涡轮第二级为研究对象,开展了4种涡轮损失模型及CFD计算结果的对比研究.在介绍AMDC、KO、Moustapha以及半经验模型基本原理的基础上,利用模型软件计算了设计状态下涡轮静子、转子的损失,通过和CFD结果的对比,分析了各种损失模型在涡轮损失和涡轮效率方面的差异.同时还预测了不同攻角下涡轮静子损失的变化.结果表明:在设计状态时KO和Moustapha相比其他两种模型更为接近CFD结果;在非设计状态时几种模型能正确的反映出损失随攻角变化的趋势,KO模型和Moustapha模型分别在攻角为-50°～ 20°和-20°～ 10°具有较好的预测结果.     

叶冠齿顶间隙对涡轮气动性能的影响研究

通过数值方法对某二级带冠涡轮的流场进行研究,分析了齿顶间隙对涡轮气动性能的影响。研究结果表明:泄漏流与主流掺混后形成一个涡流区,改变了叶栅上半通道的流场结构;随着齿顶间隙的增加,涡轮的流量先快速增加后趋于平缓,涡轮的效率先快速减小后趋于平缓;同时发现不同工况下,涡轮的流量和效率的变化趋势相同。     

跨声速涡轮级三维流场的数值模拟

采用FLUENT软件对某变循环发动机的高压跨声速涡轮级的三维粘性流场进行了数值模拟计算,使用混合平面法实现涡轮级动、静三维流场联算,计算中分别采用两个典型的双方程模型RNGk-ε模型和realizable k-ε模型,并将计算结果进行了对比,结果在一定程度上表明在分离流计算和带二次流的复杂流动计算中,Realizable k-ε模型的计算结果更精细一些.同时分析了其内部流场以及通道内总压损失的分布情况,为进一步改进叶型设计提供了理论依据.     

基于触发脉冲的涡轮机械叶尖间隙监测方法

针对电涡流传感器在进行叶尖监测时因带宽不足导致的欠采样问题,提出了一种基于触发脉冲的叶片健康监测方法。通过对传感器在不同叶尖相对位置的灵敏度进行标定,获得传感器灵敏度与传感器探头到叶尖的距离及与叶尖重合度的函数表达式。在监测过程中,将叶尖间隙与叶尖计时数据相融合,通过叶尖计时的方法得到在各个数据点的采集时刻,计算传感器探头与叶片的重合度,结合标定得到的函数表达式,可分析得出各个数据点对应的叶尖间隙值,并通过搭建的叶尖间隙监测实验台进行了实验验证。结果表明,较于峰值定位法,所提出的触发脉冲法有效地解决了因电涡流传感器带宽限制引起的欠采样问题,改善了高线速度下叶尖间隙的测量准确性,为基于电涡流传感器的叶尖间隙主动控制及叶片振动监测提供基础。     

径向间隙对涡旋压缩机性能的影响

针对涡旋压缩机各压缩腔之间的泄漏问题,对不同径向间隙工况下的涡旋压缩机内部流场特性进行了研究。首先,建立了某型涡旋压缩机真实尺寸的流体域模型,分析了涡旋压缩机工作腔内流动应遵循的规律;然后,利用PumpLinx软件生成了涡旋压缩机流体域结构化网格,并对其不同径向间隙工况下的内部流场进行了数值模拟;最后,研究了径向间隙对涡旋压缩机压力、进出口的质量流量、动涡旋盘的轴功率等特性的瞬态和平均值影响规律。研究结果表明：涡旋压缩机中同一压缩腔的压力分布均匀,而温度分布不均匀,径向间隙越大,则温度不均匀性越明显;当径向间隙从0.02增大到0.08时,压缩机进出口平均质量流量减少,容积效率从92.7%下降到67.9%,而动涡旋盘的平均轴功率增加18.7%;因此,控制径向间隙对改善压缩机动涡旋盘受力不均匀性,提高压缩机的容积效率,减少其功耗具有重要意义。     

某型轴流涡轮喷嘴冲角特性研究

涡轮的流量特性和效率特性,对涡轮与柴油机的匹配有重要影响。文章中保持涡轮边界条件相同,改变轴流涡轮喷嘴的冲角,并采用三维数值模拟,对某型轴流涡轮喷嘴冲角特性进行了数值计算和流场分析。结果表明,发动机两个工况下,在-40°-50°冲角下,涡轮内气体流动稳定,流量收敛,在-40°-40°范围,涡轮流量值相差不到0.4%;两个工况下涡轮最高效率冲角约为-30°,增加或降低该冲角,涡轮效率逐渐下降,工况越低,效率变化越明显。     

分岔管道流场有限元模拟与能量损失机理分析

用有限元方法对液压传动与控制系统中以液压油路块中经常遇到的分岔管道处的流场进行数值计算，从所得到的可视的速度矢量图和流线图谱进行分析，可知分岔管道能量损失的机理，对液压系统的分析和设计具有一定的意义。     

Numerical study on flow characteristics at blade passage and tip clearance in a linear cascade of high performance turbine blade

A numerical analysis has been conducted in order to simulate the characteristics of complex flow through linear cascades of high performance turbine blade with/without tip clearance by using a pressure-correction based, generalized 3D incompressible Navier-Stokes CFD code. The development and generation of horseshoe vortex, passage vortex, leakage vortex, tip vortex within tip clearance, etc. are clearly identified through the present simulation which uses the RNG k-ε turbulent model with wall function method and a second-order linear upwind scheme for convective terms. The present simulation results are consistent with the generally known tendency that occurs in the blade passage and tip clearance. A 3D model for secondary and leakage flows through turbine cascades with/without tip clearance is also suggested from the present simulation results, including the effects of tip clearance height.     

Dynamic performance analysis of turbine flow sensor based on CFD simulations

The research on the dynamic performance of flowmeters has great significance for the accurate measurement of flow onsite. A simulation method for dynamic characteristics of turbine flow sensor was proposed in this study. This method was used to investigate the dynamic performance of three turbine flow sensors with different diameters. The amplitude-frequency characteristic, phase-frequency characteristic, transfer function, and step response are analyzed based on the results of the simulation. The results indicate that turbine flow sensors can be analyzed as a first-order system. The frequency of pulse flow is the main factor affecting the sensor's performance. The phase difference increases as the frequency increases, and the maximum phase difference reaches 50°. The gain of the small-diameter turbine flow sensor is susceptible, while the phase difference and time constant of the large-diameter turbine flow sensor are susceptible. For step flow, the time constant generated by the negative step is larger than that by the positive step. The analysis results provide bases for evaluating the dynamic performance of turbine flow sensors used online.     

高压涡轮动叶气膜冷却的数值模拟

为研究旋转造成的非稳定性对高压涡轮动叶气膜冷却的影响,建立了3维涡轮叶栅通道模型,应用周期性边界条件数值模拟了不同转速下涡轮动叶表面气膜冷却效率和换热系数的分布,冷气进口与涡轮前总压比为1.07,温度比为0.5。转速增加,叶片前缘滞止线从压力面移向吸力面,气膜出流从吸力面移向压力面;压力面气膜冷却效率上升,换热系数下降;吸力面冷却效率先上升后降低;换热系数下降。与静止相比,旋转不稳定性增大了叶片表面气膜覆盖面积。     

叶片前缘气膜冷却数值模拟

为了研究叶片前缘区域的换热特性,采用非结构化网格和realizable紊流模型,求解三维N-S方程,对前缘带有一排冷气孔的涡轮叶片进行了换热特性的数值模拟.分析了不同动量比,湍流度,孔间距及径向角下冷气射流的运动规律,换热分布以及冷效分布特点.结果表明,当动量比Ⅰ大于1时,在相同孔型下,动量比越高,冷效越大.在相同动量比下,孔间距越小,冷效越大.但动量比,孔间距及径向角对换热系数影响不大.当湍流度增加时,换热系数增加而冷效降低.沿展向,气膜孔中心区域冷效较高,两孔之间区域较低;而换热系数则相反,气膜孔中心区域换热系数较小,两孔之间区域较大.     

Response and flow characteristics of a dual-rotor turbine flowmeter

The technical problems of flow measurement in hypersonic flight could be mitigated through dual-rotor turbine flowmeters (DRT-FMs). In this study, a visual experiment platform was designed to reproduce the flow of a 1.3 cm diameter DRT-FM. A mathematical model considering two rotors was developed to perform a parameterised study and evaluate the rotor responses. Further, the entire flow passage was numerically simulated through an added automatic iterative rotor-dynamic calculation based on the angular momentum balance theory. According to the experimental results, the response range of the rotational speeds was divided into three stages: unresponsive, unstable, and stable. The downstream rotor responded at a lower flow rate, increasing the measurement range of the rotor turbine flowmeter. Considering the region of linear increase in the rotor speed in stable state under different flow media, tip clearances, and number of blades, the mathematical results indicated that the downstream rotor exhibited a compensation effect of the rotational speed on the calculation of rotational speed at the current flow rate conditions, which mitigates the measurement instability of the upstream rotor. Through the simulations, the rotation speed difference of the two rotors resulted in a slight periodic disturbance to the downstream rotor, which was alleviated after flowing through the spacer and could be ignored. Moreover, the high vorticity regions appeared around the rotors and areas of abrupt structural changes in the flow passage; the distribution gradually extended as the vorticity decreased. The present study provides an understanding of the DRT-FM and some recommendations to improve its characteristics.     

涡轮流量计前导流器的结构与性能

对DN100气体涡轮流量计的关键部件之一前导流器引起的流量计压力损失进行试验测量和数值计算.对比分析两种不同结构前导流器对压力损失的影响,发现前导流器的结构变化不仅影响该部位的气流速度分布,使当地压力损失发生变化,更重要的是对后面各部件内的气体流动速度梯度和压力恢复也有明显影响,使总压损失进一步放大或减小.数值计算通过分析流动参数的变化从流动机理上解释了结构与压损间的关系.     

气冷涡轮叶片气热耦合数值模拟研究

采用气热耦合计算方法进行气冷涡轮气动性能-传热分析,这种方法无需指定对流换热系数和热流密度等经验参数,只须要给出气流与固体之间的流动换热物理条件.利用该方法对某三维涡轮导叶进行数值模拟,计算结果表明,气热耦合计算的叶片温度场更接近真实情况,针对该叶片尾缘烧蚀问题,利用气热耦合计算方法,研究了叶片尾缘冷却设计方案,通过对在尾缘开缝冷却方案的分析计算,结果表明,该设计方案可以使得尾缘最高温度下降了130K.     

间隙对平面机构运动特性的影响分析

由于装配、制造误差和磨损,运动副中的间隙是不可避免的,在机构运行期间,间隙使实际机构与理想机构的运动发生偏离,降低了机构运动精度。以含间隙曲柄摇杆机构为研究对象,建立了系统的动力学方程,并基于ADAMS进行了动力学仿真,仿真计算结果能够准确的预测含间隙机构的运动特性;利用ADAMS软件进行动力学仿真分析,可以提高效率,降低成本。     

叶顶间隙变化对轴流风扇性能影响的数值研究

运用三维粘性流动计算软件,对某含叶顶间隙的直叶片轴流风扇进行数值模拟。叶顶间隙按相对间隙进行取值,其大小分别为0、0.5%、1.0%、1.5%和2.0%,其它计算参数不变。通过对计算结果的对比分析,研究叶顶间隙变化对总体性能的影响。结果表明,叶顶间隙变化对轴流风扇性能有较大影响,随着叶顶间隙的增大,其效率、全压减小。     

T型管流场混合多相流与欧拉多相流模型的数值研究

以计算流体动力学(CFD)的多相流数值计算理论及方法为基础,对处于复杂工况的T型管连接装置腔内流场进行了数值模拟分析,采用标准湍流模型和标准壁面函数对T型管接头内部流场进行了数值模拟;同时以混合模型求得的解作为用欧拉多相流模型的初始条件,采用欧拉多相湍流模型进行了对T型管接头内部流场数值计算.最后对两种模型计算得到的T型管接头内部流场的压力场、速度场及气相的体积分数(VOF)分布进行了对比分析.计算结果将指导的结构优化设计及失效分析.