双涡控径向分级燃烧室流场特性

针对新设计的一种双涡控径向分级燃烧室流场特性,采用粒子图像测速仪试验的方式,获得不同压降(1.5%~5.5%)下该型燃烧室不同展向截面和流向截面上流场结构、流线、流速分布和回流区特性。试验结果表明,燃烧室在凹腔内形成了耦合展向涡与流向涡的三维涡系;主燃级旋流器后外旋螺旋流场与中心回流区共同构成三维涡球结构;凹腔与主燃级流场在主燃孔进气作用下相互耦合。随着压降变化,燃烧室冷态流场存在2种流态,压降小于3.5%时,旋流器旋转气流明显强于凹腔气流,凹腔气流被压至外壁流出,与主流掺混较为困难,在火焰筒下游与主流相互作用;压降大于3.5%时,旋流器旋转气流减弱,凹腔气流一同与旋转气流流出并相互作用,凹腔气流往主流掺混相对较为容易。

S弯进气道内旋流的有源涡控研究

本文给出了来流攻角为30°和40°、进口带分离区的方转圆截面S弯扩压管道内进行抽气形式的有源涡控的气流特性。研究表明,随涡控抽气量增加,旋流明显减小,当抽气量足够大时,整体涡基本被消除;出口平均总压损失下降;总压畸变减小;管道出口流量增大。因此,抽气形式的有源涡控是抑制旋流、减少出口总压平均损失、改善S弯进气道出口流场的有效措施。

扩压器流场分离的涡控技术研究

大扩张角扩压器流场分离将严重影响扩压器性能和出口流场分布的均匀性。研究采用涡控技术抑制扩压流场的分离,其涡控方案是在扩压壁面设计“涡穴”,在气流流动时产生旋涡,“涡穴”内的旋涡与扩压流场相互作用,改变了扩压流场中的速度分布,增加了附面层内的动量,从而抑制了分离的形成。研究了“涡穴”几何尺寸对抑制效果的影响。试验证明:在合适的“涡穴”设计下,“涡穴”旋涡具有明显的抑制分离的作用,并以流场参数的测定分析了涡控机理。

发动机进气道的内流涡控技术——反进气道旋流措施的探讨

进气道是组成飞机动力装置的三大重要部件之一，进气道性能的好坏对飞机性能有直接的影响。本文主要根据进气道旋流产生的机理，从飞机总体布局、发动机设计和进气道设计三个方面，探讨反进气道旋流的一些具体措施，希望能有益于解决由于进气道出口平面的旋流畸变而造成的进气道与发动机的流场匹配问题。

基于通流CFD方法的涡轮可控涡设计研究

为进一步实现高性能涡轮精准气动设计、提升涡轮效率,基于Euler方程通流计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)技术发展了控制叶排出口环量的涡轮可控涡设计方法。设计方法通过时间推进法求解二维流动方程,采用具有TVD性质的三阶精度Godunov格式,时间方向按显式-隐式交替求解。损失系数通过模型计算后在径向重新分布,在给定叶排出口环量分布后涡轮气动设计开始进行。利用设计方法对某型航空发动机单级涡轮进行了自由涡和可控涡设计,并利用三维CFD方法验证气动性能。通过对比分析,可以发现设计方法可以有效实现可控涡设计。相比三维模拟结果,通流结果流量误差在0.2%左右,膨胀比误差在-0.02左右,效率误差不超过0.77%;可控涡设计比自由涡设计效率更高,转子叶根反力度更高,叶排根部二次流和流动分离更弱、损失更低。

蛇形进气道涡控设计研究

针对传统概念设计的蛇形进气道畸变大、总压恢复系数较低以及相应流场控制技术存在局限性等缺点,对典型蛇形进气道内通道二次流的涡动力学形成及其对气流分离影响分析的基础上,提出了蛇形进气道涡控设计概念,并利用数值仿真进行了初步验证。仿真结果表明:与原型方案相比,蛇形进气道涡控设计方案成功抑制了上壁面大范围的气流分离,巡航状态畸变指数DC60降低了76%,总压恢复系数提高了0.84%,并且能够在较宽广的飞行包线内以较高的性能安全工作,表明了涡控设计概念的可行性。同时,由于涡控设计概念无需添加任何辅助的流场控制措施,因此有望使蛇形进气道迈向工程实用。

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.966 7,畸变指数为0.245 1.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.

可控涡设计高负荷涡轮二次流旋涡结构及损失分析

采用雷诺平均Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对可控涡设计的1.5级高负荷亚音速试验涡轮进行三维黏性数值模拟,对叶栅内旋涡发展和损失机制进行全面研究和分析。数值研究表明,在高负荷涡轮动叶栅内,马蹄涡吸力面分支到达吸力面之后并没有消失,而是和压力面分支相交,并一起向下游发展,其位置始终处于压力面分支下侧,紧贴吸力面端部附近,并没有发生相互缠绕作用。受动叶栅通道内强横向压力梯度作用,端壁附面层从压力面侧直接被推向了吸力面侧,所形成的通道涡没有发生强烈的旋涡运动,位置始终限制在叶栅吸力面端壁附近的狭长区域内,呈片状涡结构。低能流体继续向吸力面角隅内运动和堆积,并向展向扩展,与主流发生强烈的掺混作用,损失急剧增加。因此,提高高负荷涡轮级效率的关键在于提高动叶性能。

全可控涡分布对离心压缩机三元叶片性能影响研究

针对全可控涡三元叶轮设计方法中的全可控涡给定方法,给出2种不同的全可控涡分布给定方法,根据流线曲率法反命题编写三元叶片设计程序,并结合具体案例,分析比较不同全可控涡分布对离心压缩机三元叶片性能的影响。

一种“全可控涡”三元叶轮设计叶片涡的给定方法

针对“全可控涡”三元叶轮设计方法中叶片涡的给定环节 ,在考虑气动力学条件的基础上 ,介绍了一种确定叶片涡在子午流面分布的数学模型 ,编制了计算机程序 ,提供了一种快速确定子午流面叶片涡分布的方法。

“可控涡”方法在离心叶轮设计中的应用研究

采用流线曲率法求解S2流面反问题,为了考虑由于流体粘性损失造成的熵增,将Galvas的一维管流损失模型修改后应用于二维通流计算中并与主方程耦合求解,并编制了一套离心叶轮"可控涡"通流设计程序。为了探讨加入同等的欧拉功条件下不同环量分布方式对叶轮流场及性能的影响,以某给定设计目标的离心叶轮为研究对象,在满足后加载的前提下针对叶片尾缘附近环量的导数采取两种不同的分布方式进行通流设计,并进行了全三维粘性流动分析比较。结果表明:气流环量及环量沿流向的导数分别对叶片通道内的速度分布和叶片表面的载荷分布有着显著地影响。

“可控涡”法设计离心叶轮的应用研究

详细介绍了用"可控涡"法设计离心叶轮时叶片涡给定的几种方法,通过编制程序确定了叶片涡rCu在子午流面上的分布。并利用确定的可控涡对一离心叶轮进行了反问题设计。计算结果表明:速度分布合理,满足设计要求。

结构参数优化对可控涡扩压器性能的影响分析

为了获得较好的可控涡扩压器性能,采用可实现k-ε两方程湍流模型及引气口流量出口条件对不同结构的扩压器流场进行了数值模拟。仅有单侧轴向开口或单侧径向开口时,随着引气口尺寸的增加,扩压器出口平均静压值和平均滞止压力减小,扩压效率也减小。比较了不同开口方式及尺寸对流场的影响,研究发现最优开口组合的扩压性能比单侧径向最优开口的要好,但比单侧轴向最优开口的要差;有开口的扩压性能比无开口的要好。

可控涡煤粉燃烧器的研究

本文首先叙述煤粉燃烧与回流的关系,从理论上阐明用回流来稳定煤粉燃烧的机理,着重叙述在钝体的基础上发展了一种新型的可控涡煤粉燃烧器,它不仅能有效的控制回流区的长度、宽度、回流率,而且加强气流的湍流强度。结果使火焰根部温度明显提高,炉膛温度也普遍提高,飞灰含碳量降低,锅炉效率提高。最后进行可控涡冷态和热态工况的计算机数值模拟,计算和试验结果是相一致的,取得较满意的成果。

轴向引气口位置及进口条件对可控涡扩压器流场的影响分析

采用黏性定常不可压缩Navier-Stokes方程及Realizable k-ε两方程湍流模型研究了可控涡扩压器轴向引气口位置及进口条件变化对流场的影响。结果表明:轴向引气口在突扩台阶处时,扩压效率为39.5%,比无开口情况(36.6%)有所提高,但不及在突扩喉部开口情况(78.5%),从提高扩压效率角度考虑,选取开口位置时应取突扩喉部;气体入口速度增大时,扩压器扩压效率增大约0.3%,总压损失减小约0.4%,扩压性能变化不明显;气体入口湍流度增加时,扩压性能变化较为明显,扩压效率减小约3%,总压损失增大约3%;引气量增加时,扩压性能变化最为显著,扩压效率增大约37%,总压损失减小约34%。

可控涡设计环形叶栅的试验研究

可控涡技术目前在大型汽轮机通流部分的优化设计和技术改造中得到日益重视和应用。该文介绍了３ 种可控涡设计环形叶栅与直叶环形叶栅对比试验的结果，并对各种可控涡设计环形叶栅降低损失的机理进行了分析。图１２

三角翼的双襟翼控涡作用的数值模拟研究

对装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的７４°后掠三角翼的不可压缩流场作了数值模拟，以研究襟翼的旋涡控制作用．数值模拟是用拟压缩性方法求解一般曲线坐标系下的三维不可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，时间离散用向后Ｅｕｌｅｒ差分，空间无粘项的离散用二阶迎风ＴＶＤ格式，所得的离散方程用对角化形式的近似隐式因子分解格式求解．湍流模型用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数模式．计算了三种平面形状的机翼在迎角范围为１０°～５０°的绕流和气动特性．计算和实验的比较表明，襟翼向下偏转可以推迟旋涡破裂，且对提高机翼的减阻能力、升阻比和改善失速前后的气动特性有明显效果，双襟翼具有更佳的控涡效果．

“可控涡”三元流转子技术在济钢的应用

按照可控涡三元流转子技术制造的鼓风机的整机特性曲线平坦 ,喘振流量小 ,可确保宽叶片或小曲率半径条件下设计计算收敛。采用可控涡技术对济钢部分老鼓风机进行改造 ,可使机组效率提高至 80 %～ 85 % ,并可节省改造费用 ,对节约投资、节省能耗具有显著的效果。

基于“可控涡”的小流量斜流压气机气动设计研究

斜流压气机兼具轴流和离心压气机的特点,目前已经成为了研究的热点。针对斜流压气机S弯流道的特点,提出采用两段Bezier曲线进行子午流道的一体化设计方法;推导了适用于斜流压气机的准正交坐标系下的控制方程;采用了考虑叶轮出口倾斜角度的Qiu滑移模型;应用"可控涡"设计方法进行了斜流压气机设计,并进行了全三维粘性数值模拟。结果表明:该叶轮具有较好的气动性能,设计点下压比为3.4529,效率为0.8544。

“全可控涡”三元叶轮透平压缩机的设计

详细介绍了“全可控涡”三元叶轮透平压缩机的设计方法与试验情况，并结合一台产品进行具体的设计、模型级试验和整机试验，结果表明：“全可控涡”三元叶轮级效率高，工况范围宽，使得压缩机的整机效率有了大幅度提高，值得推广。