为了探索研究风扇负荷极限,采用基于增加进口正预旋和动叶轴向速度提升的两种低反动度设计方法,对叶尖切线速度为370m/s的风扇级进行了气动设计研究。通过三维数值计算,结果表明,在设计点,风扇级实现了2.39的单级压比,通流效率达90.84%,且抽吸流量仅为进口的5.5%,达到了设计目标。进一步的流场分析表明,静叶根部较高的损失系数一方面与较强的激波有关,另一方面与端壁过大的抽吸流量导致的堵塞有关。改型设计应从降低根部入口激波强度或降低抽吸流量,即增加抽吸背压或缩小抽吸面积入手。

为展开运动边界下离心叶轮流场的数值分析,独立开发了网格变形程序和非定常流动模拟程序,实现了流场中振动离心叶轮的气动阻尼计算。采用紧支径向基函数法进行结构到气动表面变形的数据传递,应用二叉树技术进行壁面距离的计算,大幅提高了网格变形和流场分析中距离搜索的计算效率。通过振动叶栅和径向叶轮的算例,验证了程序应用于运动边界流场计算和叶轮流场模拟的正确性。以半开式叶轮为对象,展开其在行波振动条件下气动阻尼的计算分析。结果表明,叶轮在前、后行波振动下的气动阻尼均为正,后行波振动引起的气动推力和气动阻尼较大,叶轮表面的平均气动功率密度呈现循环对称的分布特征。

为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。

为了研究前后腔轮缘密封封严特性和封严出流与主流的交互作用,对转静叶片之间带有前后封严腔的1.5级涡轮进行了三维定常数值模拟,研究了不同封严流量下前后封严腔出口处流场分布并采用附加变量法对比分析了前后腔轮缘密封效率。结果表明:前封严腔主流燃气入侵位置主要受到来自上游导叶尾迹的影响,后封严腔主流燃气入侵位置主要受到下游导叶前缘位势场影响;封严出流影响了20%叶高以下的主流区域,增大了轮毂二次流强度;采用相同封严流量下时前封严腔的封严效率较后腔更低且有着更大的封严效率波动。

为了探究结构参数和运行工况参数对迷宫-刷式密封泄漏流动和摩擦传热特性的影响规律,采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程耦合有限元分析(FEA)的方法,数值研究了围栏高度hb,前夹板与转子间隙hf,转速n和压比Rp对迷宫-刷式密封泄漏流动、温度分布以及转子热应力的作用规律。研究结果表明:刷丝束与转子的摩擦生热使得泄漏流量显著降低;Rp和hb对接触式迷宫-刷式密封封严性能有着决定性作用。Rp和n升高使得摩擦热流密度和转子最高温升显著增大。hb增大使得摩擦热流密度和转子最高温升先增大后减小;hf增大使得摩擦热流密度先略微增大后减小,转子最高温升逐渐减小;转子最高温升随hb或hf增大的变化趋势取决于摩擦热流密度增幅和气流冷却作用增强幅度的相对大小。转子最高热应力随Rp和hb升高而增大,随hb增大而先增大后减小,随hf增大而...

径向轮缘密封结构在增大主流燃气入侵阻力同时也会阻碍封严冷气的向上输送,为此提出了一种在径向轮缘密封的径向内齿上打孔来改善其封严性能的设计思路。针对Lisa1.5级高压涡轮实验台,设计了一种传统和五种带孔新型的径向轮缘密封,采用数值模拟方法评定了圆柱孔孔径D和孔心距Sh对封严性能的影响,并揭示了其改变封严特性的流动机理。结果表明:在设计封严冷气量工况下,相较于传统的径向轮缘密封结构,D为0.375mm和0.5mm的圆柱孔状径向轮缘密封具有更好的封严性能,其喷射的冷气与主流冷气混合后形成"屏障",阻止燃气的进一步入侵,使得封严效率分别提高大约2%和4%;Sh为0.75mm和1.825mm圆柱孔状径向轮缘密封可以提高封严效率4%左右,但Sh为0.75mm的密封结构会在盘腔内发生回流现象,导致燃气扩散,而Sh为1.825mm的密封结构由于圆柱孔远离燃气率先入侵位置,可...

为揭示不同温度工况下浮环密封封严间隙的变化过程,采用有限单元法和CFD进行了数值计算,并结合试验研究,获得了不同封严气体温度下浮环密封的封严间隙。数值计算得到的泄漏量与试验结果的最大偏差为13.1%,最小偏差为-5.05%,偏差的标准差≤7.23%。数值计算结果与试验结果一致。揭示了不同封严气体温度下封严间隙的变化过程,获得了不同封严气体温度下有效的浮环密封泄漏特性的计算方法 (流程)。

与传统篦齿密封相比,刷式密封作为一种新型密封装置,密封性能改善明显。但在高压差条件下,刷式密封的封严性能提升效果不明显。为满足航空发动机高压差高性能需求,本文设计一种刷式篦齿组合密封来提升刷式密封的综合封严性能。刷式密封和刷式篦齿组合密封泄漏特性的仿真分析及对比试验结果表明,同工况条件下,刷式篦齿组合密封相比刷式密封,其泄漏量可减小34.7%~68.5%,封严性能更优异。因而,刷式篦齿组合密封为航空发动机高压差密封提供新的低成本途径,且结构紧凑、泄漏量低。

螺旋槽对柱面气膜密封静力和动力特性有较大影响。应用非定常动网格技术建立了柱面气膜密封多频椭圆涡动静力与动力特性求解模型,分析了不同工况及结构参数下螺旋槽对柱面气膜密封静力与动力特性的影响,研究了螺旋槽对封严气体泵吸效应与流体动压效应影响,揭示了螺旋槽对柱面气膜密封静力和动力特性的影响机理。研究结果表明:随着进出口压比与偏心率的增大,气膜内流体动压效应增强,封严气体压力分布不均匀,使得密封泄漏量增加。随着螺旋角的增大,气体经过螺旋槽泵吸效应与挤压作用聚集在螺旋槽根部,形成了较为明显的动压效应,使得泄漏量增加。当螺旋角为30°~50°时,密封的径向气流力指向转子涡动中心,切向气流力与转子涡动速度方向相反,有效地抑制了转子涡动,转子系统稳定性较好。

车载导弹液压起竖装备因安装空间狭小、装机功率受限导致起竖时间长的问题难以解决。为提高起竖速度,设计了基于流量可调燃气发生器的起竖动力装置,建立了燃气发生器/液压系统/导弹一体化计算数学模型,对比分析了定喉面和变喉面两种工作模式下的起竖特性。计算结果表明:定喉面流量不可调工作模式,不能适应起竖变负载特性,无法保持导弹匀速运动;变喉面流量可调工作模式,可实现导弹平稳起竖,但无法完成减速制动,会对系统造成振动与冲击。提出气液联合分段控制策略:起竖前段,采用燃气流量调节阀控制燃气流量输出,实现负载快速启动,保持负载匀速起竖;起竖后段,采用液压流量调节阀控制油液流量输出,完成负载减速制动,保证负载平稳停靠。新型流量可调燃气发生器动力装置可实现导弹16s快速、平稳起竖,为导弹起竖装备的升级改造提供参考...