进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响

大涵道比涡扇发动机中的压气机中介机匣内存在流动分离,由此造成的损失和出口流场畸变对航空发动机的性能有重要影响。通过根部安装20%高度的扰流器以模拟径向进气畸变,对一台大涵道比涡扇发动机的压气机中介机匣开展了畸变影响气动性能的实验研究。实验结果表明：进气畸变导致进口截面的总压恢复和损失系数相较于均匀进气分别下降了0.684%和增加了9.74%;总压和和总温在通道整体高度40%以下区域亏损严重;在出口截面,进气畸变导致总压波动幅度大且40%高度以下存在低压区;出口总温由于气流的掺混明显高于均匀进气条件,出口速度明显降低。畸变气流通过中介机匣后,总温和总压分布较进口的畸变度下降且分布更加均匀;相较于进口畸变总压约30%的波动量,在出口处已经减小到了约10%。可见中介机匣对进口径向畸变沿流向的发展有明显改善作用。     

某型航空发动机对插板式进气畸变的响应

为得到较为准确的发动机对进气畸变的稳定性响应模型,首先分析了由实验所得到的某型航空涡扇发动机进口扰流插板产生的稳态总压畸变和紊流分布。相对于压气机转子进口,将周向分布的稳态总压畸变和截面脉动压力处理成为一组不同频率的压力激励波形分布。通过频谱分析得到:在发动机失稳前,稳态畸变形成的波形频率最低,幅值最大,是引起发动机失稳的主要原因。对该组合畸变激励波用一阶响应模型进行动态修正并使用平行压气机分析模型,得到了经修正的压气机喘振边界和得到改善的发动机进气畸变响应模型。最后分别计算了高、低压压气机逐步失稳的工作点移动过程。结果表明:与压气机出口实验失稳波形十分接近,该模型准确可行。     

航空发动机插板式进气压力畸变紊流度分布

根据试验的结果,插板式进气畸变脉动压力在发动机进口可分为未扰动区、掺混区和低压区。紊流的主要能量分布在掺混区内,具有低频和宽泛的幅值特征,基本服从正态分布。其主要能量分布在100 Hz以内,其幅值较低压区高6倍,是影响畸变度的主要区域。对其它两个区域的紊流分布也进行了分析,得到了其统计分析结果。还发现,随插板升高,特别是在发动机接近失稳时,脉动压力能量逐渐向一固定频段收敛,该低频段幅值大幅升高并充满畸变流场,并引起发动机失稳。初步分析认为:可能是进气道内的气流在强烈的紊流扰动下,出现了自激振荡现象。     

横向间距和截面形状对汽轮机切向进气蜗壳气动性能的影响

为了降低蜗壳总压损失并提高出口气流均匀性,对影响切向进汽蜗壳的气动特性和流场形态的因素进行了研究。采用数值方法求解了三维RANS方程和SST湍流模型,分析了横向间距和截面形状对汽轮机切向进气蜗壳气动性能的影响。数值模拟得到的部分切向进气蜗壳的质量流量和出口马赫数与实验测量数据一致,验证了数值方法的可靠性。对比分析了不同进口总压下5种切向进气蜗壳耦合静叶结构的气动性能参数和流场型态,结果表明:5种进气蜗壳耦合静叶结构的出口气流角基本不随进气总压的增加而改变;5种进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数和质量流量会随着进气总压的增加而增加;进气蜗壳出口气流角随着横向间距的增加而增加,圆特征截面进气蜗壳出口气流角大于类多边形特征截面进气蜗壳的;随着横向间距的增加,5种进气蜗壳耦合静叶结构的蜗壳总压损失系数增加,静叶总压损失系数减小,进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数先减小后增加;进气蜗壳截面形状对总压损失系数的影响明显大于横向间距的,类多边形特征截面蜗壳的总压损失系数明显大于圆特征截面蜗壳的;静叶出口气流角几乎不受横向间距和特征截面的影响;圆特征截面切向进气蜗壳耦合静叶结构具有最低的总压损失系数,圆特征截面完全切向进气蜗壳耦合静叶结构在蜗壳出口具有最佳的出口气流角周向分布均匀性。     

中介机匣可调放气活门数值研究

为研究中介机匣可调放气活门在不同进口工况下的放气特性及其对内涵出口总压畸变的影响,采用数值方法对不同活门开度和进口工况下的中介机匣流场进行了研究。结果表明：可调活门开度不变时,活门相对放气量基本恒定,与进口工况无关;进口工况和外涵道的流量变数在确定的活门开度下可近似看作线性关系;进口工况一定时,随着可调活门逐渐打开,由活门产生的附加涡系结构使得内涵出口近机匣处低压区范围变大,近轮毂处低压区范围基本不变,内涵总压损失加剧。     

基于RBF神经网络发动机进气总压畸变指数预报

本文基于进气总压畸变试验数据混沌特性分析的基础上，建立了基于混沌参数的RBF神经网络预测模型，并将该模型用于对发动机进气总压畸变指数的预测．结果表明该模型可以对进气总压畸变指数随时间的变化规律做出有效预报。从而为进一步对发动机实施有效的、实时的监控提供有力的保障．     

APU进气管道口尺寸比例对进气性能影响研究

本文对民用飞机辅助动力装置(APU)进气系统等面积进气口不同长宽比(以航向为长,周向为宽)对APU进气性能影响进行研究,合理简化处理进气系统模型和飞机尾锥几何模型,并生成结构化网格,设定合理的边界条件,得出其对APU进气性能的影响。研究表明:无论是在地面还是空中飞行的等流量状态下,与进气管道出口尺寸比例接近的进气管道进口总压损失最小,出口处的平均总压最高,冲压恢复也最高,随着进气管道进口尺寸比例不断增大,与进气管道出口形状差异增加,总压损失也不断增加,出口处的平均总压越低,冲压恢复也不断减小。     

汽轮机切向进气蜗壳气动性能研究

采用实验测量和数值模拟的方法,研究了单独切向进气蜗壳和切向进气蜗壳耦合静叶结构的气动性能和流场特性。实验测量了3种出口马赫数下的单独切向进气蜗壳和4种进出口压比下的切向进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数、出口气流角、质量流量。采用数值求解三维RANS和SST湍流模型分析了实验测量的切向进气蜗壳的流场形态。数值模拟得到的气动参数值与实验值吻合良好,验证了数值方法的可靠性。结果表明:单独切向进气蜗壳与切向进气蜗壳耦合静叶结构的出口气流角的分布与大小基本上不随进气总压的增加而改变,出口气流角在152.0°左右,切向进气蜗壳耦合静叶结构的出口气流角在166.6°左右;与单独切向进气蜗壳相比,切向进气蜗壳耦合静叶结构的出口气流角沿周向的分布更为均匀;单独切向进气蜗壳和切向进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数和质量流量随着进气总压的增加而增加,单独切向进气蜗壳的总压损失系数由0.73%增加到1.64%,切向进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数由0.82%增加到2.66%。研究工作可为汽轮机切向进气蜗壳的设计和性能分析提供参考。     

环形中心钝体驻涡燃烧室后钝体进气位置研究

采用Fluent软件对驻涡腔不同后钝体进气位置时冷态条件下环形中心钝体驻涡燃烧室流场进行数值研究.详细分析了不同后钝体进气位置时,环形中心钝体驻涡燃烧室典型截面的压力与流线分布,并对不同后钝体进气位置时驻涡腔内的流线、平均速度、平均静压以及燃烧室总压损失系数的变化规律进行比较.结果表明:不同后钝体进气位置时,驻涡腔内均形成了4个旋涡,但驻涡腔内旋涡的大小、形状和位置略有不同;在各个后钝体进气位置时,驻涡腔内的平均速度随后钝体进气位置向驻涡腔外侧偏移逐渐减小,平均静压、平均湍流度逐渐增大;燃烧室出口总压损失在后钝体进气位置为1.5时出现最小值,在后钝体进气位置为0.75时其次,其值为0.0799;燃烧室出口总压和出口气流速度沿径向随后钝体进气位置改变变化不大.     

船用燃气轮机进气系统气动特性

为研究某新型船用燃气轮机进气系统的气动特性,探究该进气系统的设计合理性,在自主设计的实验台上完成设计工况的实验研究,进行气动参数的采集,并利用仿真软件ANSYS CFX对该工况进行计算并获得更为详细的内部流场,分析各截面上总压损失分布及流阻特性.结果表明,实验和数值结果基本一致,在设计工况下,该进气系统内部流场主流区流动平稳均匀,各部分总压损失分配合理,进气系统整体总压损失为1242.17 Pa,阻力系数为21.30,出口均匀系数为0.9989,气动阻力较低,具有良好的气动特性.     

进气总压畸变对某型涡扇发动机性能的影响

基于多扇区平行压气机理论，对采用俄罗斯的可移动扰流板畸变试验的涡扇发动机，进行了气动稳定性及性能的数值模拟，结果表明畸变使得发动机稳定工作裕度降低、推力下降、耗油率增加。     

某多级压气机畸变传递过程中相关参数影响研究

进口畸变是诱发航空压气机内部流动失稳的关键因素,极大地限制了压气机的性能及稳定运行范围.在畸变条件下采用数值模拟及模型分析相结合的方法,建立了一个模型,以某型三级压气机为研究对象,研究畸变传递过程中相关参数影响,计算了畸变强度和畸变范围沿压气机轴向的分布情况.结果表明在进口总压畸变相同的条件下,转速越小,压气机出口畸变强度越小,出口总压分布相对较均匀,出口畸变范围也越小;总压总温畸变,进口畸变范围越大,压气机出口畸变强度越大.不论是总压畸变还是总温畸变,对于该三级压气机,径向畸变的衰减程度比周向畸变衰减程度大.     

蜗壳进口周向非均匀流动的一种迭代计算方法

提出了通过叶轮与蜗壳 工计算来求解蜗壳内流场的方法，该方法边界条件处理简单，并能在并不增加很多计算量的基础上模拟出蜗壳进口周向流动的非均匀性，从而突破了在计算单个蜗壳时，其进口只能给均匀边界条件的局限性，通过对一蜗壳的试算结果表明，在设计工况下，蜗壳进口周向流动比较均匀，而在变工况下，特别在蜗舌附近，流动的非均匀性要强烈得多。     

纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究

短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离，导致发动机进气畸变，甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势，其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标，而高压脉冲等离子体技术以其功耗相对较低、对流场持续产生扰动等优势，在控制翼型/机翼流动分离中已取得显著成果，在短舱流动分离控制中存在巨大的潜力。首先探究了侧风影响下短舱进气道的基准气动规律， 定量分析总压畸变程度，从而确定了等离子体激励工况，然后采用120°周向激励布局，在不同激励频率电压条件下，进行纳秒介质阻挡放电（NS-DBD）的流动控制效果验证和激励参数影响规律研究。结果表明：施加NS-DBD激励，总压损失系数降低，流动分离范围减小，总压畸变基本消失；随着激励频率的提升，总压畸变程度呈现先减小后增加的趋势；在激励过程中存在一个固有最佳耦合频率，在最佳耦合频率下，总压畸变改善效果最佳；在来流速度为25 m/s，来流偏角为10°的条件下，施加NS-DBD激励，使得平均总压损失系数减小了26.09%，畸变指数减小了31.48%；激励电压阈值上限为10 kV，阈值下限为8 kV；而通过改变激励电压，以改变激励能量的注入，对分离流场改善效果的提升不明显，因此，在实现分离流场控制的同时应尽可能降低激励电压至电压阈值下限，有助于降低能耗、提升寿命，促进等离子体流动控制技术的推广应用。     

弯径变化对超声波燃气表特性影响的研究

研究提高超声波燃气表线性度问题。由于要使超声波燃气表检测信号与超声波传播路径所在截面的平均速度呈线性关系,才能准确测出流量,但实际上超声波燃气表流道有弯道,弯道会引起二次流,从而影响超声波燃气表的测量精度与线性度。采用FLUENT软件对七种不同弯径的U型流道进行了三维仿真,通过比较入口速度与超声波传播路径所在截面的平均速度之间的线性关系,从中选择相对好的弯径。仿真结果显示,通过优化弯径来提高超声波燃气表的精度是一种可行的方法。     

提高进气道冲压阻力测量精度的方法

为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为1. 0 kPa,静压最大差值为0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。