刷衬-篦齿密封泄漏流动特性数值模拟研究

为进一步提高空气涡轮火箭发动机(Air-Turbo Rocket Engine,ATR)在高封严压差下的密封性能,同时避免接触式刷式密封摩擦升热问题,建立了刷衬-篦齿密封结构和数值模型,在已有刷束泄漏流动实验数据验证模型准确性的基础上,计算了刷衬-篦齿密封不同结构参数下的流场、压力分布和泄漏流量,分析了刷衬-篦齿密封各主要结构参数对密封性能的影响,结合参数与泄漏流量之间的关系,改进了刷衬-篦齿密封的结构。结果表明,刷衬-篦齿密封泄漏的主要来源为篦齿与刷束之间间隙的“透气效应”,减小篦齿与刷衬之间的间隙、刷丝直径、刷丝自由高度可不同程度地减小泄漏率;而减少齿数、刷束厚度、齿顶宽度、篦齿间距、刷束密度等参数则导致泄漏的增加,其中篦齿与刷衬之间零间隙泄漏率约为间隙0.3 mm时的23%;改进后的刷衬-篦齿密封泄漏率较原刷衬-篦齿密封低8.9%,密封性能得到进一步改善。

预混煤油/空气两相旋转爆轰传播特性数值研究

为研究预混煤油/空气两相旋转爆轰波的传播特性,以煤油蒸气/液滴为燃料,空气为氧化剂,开展了二维旋转爆轰过程的数值模拟计算,研究了气态燃料当量比和液滴直径对气液两相旋转爆轰过程中流场结构、胞格形状和数目、爆轰分数以及传播速度等特征的影响。结果表明:较高的气态燃料当量比和较小的液滴直径有利于旋转爆轰波的成功传播。气态燃料当量比为0.83时,可起爆的液滴直径增大至40μm。研究发现,爆轰波成功起爆的前提下,提高气态燃料当量比或减小液滴直径均利于胞格数目的增多和平均尺寸的减小,胞格数目为5.0~6.7,低于5.0爆轰波将无法维持传播;燃料的爆轰分数与气态燃料当量比和液滴直径有关,提高气态燃料当量比或减小液滴直径均促进燃料的爆轰分数以及爆轰波传播速度的提高,爆轰分数最高可达94.9%,爆轰波的传播速度为1 638.34~1 777.62 m/s,速度亏损在13%以内。

跨音速风扇转子冰撞击损伤规律及抗冰 撞击改进设计研究

目的揭示脱落冰形状、运动轨迹和姿态对航空发动机风扇转子叶片的撞击损伤规律,增强叶片的抗冰撞击能力。方法采用LS-DYNA进行数值模拟,开展脱落冰与叶片的撞击过程和叶型改进设计研究。结果叶片的撞击损伤程度受脱落冰结构强度的影响,在同样的撞击条件下,叶片受球体冰撞击损伤最严重,而受片体冰撞击损伤最轻。叶片的损伤程度由叶片和脱落冰之间的相对速度和叶片切割冰块的质量共同决定,叶片切割脱落冰的质量越大,塑性变形越严重。当脱落冰入射角为45°时,叶片损伤最严重,对叶片的最大撞击力为17828 N,最大内能达到126 J;当冰片从原始姿态绕y轴旋转90°时,对叶片前缘的撞击载荷最大,叶片塑性变形最严重。改进后,叶片受沿45°入射角脱落冰撞击后最大内能减小16%,失速裕度提高16.2%,峰值效率提高0.33%。结论跨音速风扇转子撞击损伤位置在前缘附近,增大叶片进口几何角和局部厚度能显著提高叶片抗冰撞击能力。

可变后掠翼机构设计与运动特性分析

通过建立一种可变后掠翼结构,采用预紧力扭簧作为展开动力,并结合电磁销锁紧、挡块机构缓冲、圆盘和弹簧销实现后续连杆机构的变后掠过程。该串联翼结构能在发射箱内实现机翼的瞬间展开和后续稳定变后掠飞行。通过理论计算验证了整体结构的可行性,扭簧逆推线径在3.019~5.000 mm范围内。运动仿真模拟结果显示,在0.1 s内机翼展开到指定位置时,扭簧最佳预紧力为205 N,上翼前缘最大速度达27.9142 m/s,最大加速度为20843.9513 m/s2,最危险点发生在0.1000 s,整个展开过程在0.9300 s停止。根据这项研究,这种结构在导弹的发射和飞行方面具有实际应用潜力,可以在现有技术的基础上明显提升储运效率,并增强其适应复杂飞行环境的能力。

基于浸入与不变方法的航空发动机自适应控制

针对航空发动机存在时变和不确定性的典型特点,运用输入状态反馈线性化的方法对航空发动机典型工作点的仿射模型进行了标准化,基于标准化后的模型提出了一种基于反步法和浸入与不变自适应方法的跟踪控制器,并对闭环系统的稳定性进行了证明。仿真结果表明,在不确定性、干扰和模型参数突变的情况下,该方法具有较好的控制性能。研究结果可以为航空发动机自适应控制提供参考。

涡轮叶片吸力面双排分区复合角气膜冷却特性

通道二次流作用下,涡轮叶片吸力面气膜轨迹呈收缩状从叶片两端朝叶中偏转。针对该问题,本文设计了高压涡轮叶片吸力面双排分区域复合角气膜冷却模型,并采用数值模拟的方法,分析了二次流和复合角对气膜冷却特性的影响。结果表明,在近端区,叶片上游孔排SS1形成的气膜受马蹄涡的作用偏转较小,叶片下游孔排SS2形成的气膜受较强通道涡的影响偏转角远大于上游气膜;在叶片吸力面增加朝向端壁的复合角设计,可以改善气膜覆盖的均匀性,复合角增大至30?左右时,可以消除射流的脱壁现象,最大复合角工况相比于简单角工况的展向平均气膜冷却效率提高了13.9%。

耦合17级压气机通流模型的燃气涡轮发动机混合维度仿真研究

为理清不同数值缩放方法特点,发展适用于多级高压比压气机的燃气涡轮发动机混合维度仿真算法,针对某型分轴式燃气轮机及其17级压气机,分别基于弱耦合、常规迭代耦合、完全耦合、以及本文提出的改进迭代耦合方法建立了耦合整机零维模型与压气机通流模型的整机混合维度仿真模型。对比分析不同数值缩放方法的差异,结果表明,弱耦合、迭代耦合与完全耦合方法基本可实现相同的计算精度,与试验数据的最大相对误差小于10%。其中,弱耦合方法易于收敛,其计算精度与计算效率受特性图质量等因素影响;常规迭代耦合方法计算效率虽高,但其鲁棒性在多级高压比压气机的数值缩放中难以保证;完全耦合方法计算效率较低,且对求解算法与迭代变量初值要求较高;而改进迭代耦合方法有效利用了17级压气机压比范围宽的特点,兼具鲁棒性与计算效率,整体表现最佳。

主流马赫数对气膜冷却效率与掺混损失的影响

本文采用数值模拟的方法,研究了主流马赫数(Ma_(m))对双射流孔与收缩型双射流孔气膜冷却效率与掺混损失的影响机理。结果表明:随着Ma_(m)增大,冷气贴壁性能增强,近气膜孔区域横向平均冷却效率增大。两种气膜孔结构的冷却核心主要是由下游气膜孔出流的冷气构成,上游气膜孔出流促使下游气膜孔出流贴近壁面,主射流作用形成的反肾型涡对可以促进冷气横向发展。在掺混损失方面,随着Ma_(m)增大,主射流速度、温度差异增大,气膜冷却造成的熵增不断增大,且主射流速度差异引起的熵增主要发生下游气膜孔出口附近,主射流温度差异引起的熵增主要发生在主射流掺混交界面附近。

2023年度工程热物理与能源利用学科国家自然科学基金管理工作综述

统计和分析了2023年度国家自然科学基金委员会工程热物理与能源利用学科(E06)自然科学基金的申请、受理、评审和资助情况。介绍了2023年度学科面向加强“双碳”目标在能源和动力领域开展的战略研究与立项工作。介绍了学科2023年度亮点资助成果和2024年度工作展望。

基于Damk?hler数的支板稳定器贫油熄火分析方法研究

稳定器的贫油熄火边界预测对于燃烧室的设计具有重要意义。本文开展了支板稳定器的贫油熄火试验,得到了来流温度473~623 K,空气流速在60~130 m/s下的贫油熄火边界。通过数值模拟得到燃烧室的反应场和流场分布,分析了近熄火和稳定燃烧工况时Damk?hler数的分布特性。结果表明,流动时间尺度在不同燃油流量下变化不大,化学时间尺度随燃油流量的降低而增大,在近熄火时,Damk?hler数大于1的区域为两条明显的带状分布,仅在剪切层保持较高水平,回流区难以加热剪切层的新鲜混气,导致最终熄火;基于CO质量分数确定的关键反应区与实际火焰具有较好的一致性。不同熄火工况下反应区内的平均Damk?hler数在1左右波动,最大误差22%,证明基于Damk?hler数的贫油熄火分析方法能够揭示贫熄特征,为解决实际熄火预测提供基础。

高弹性刷式密封刷丝轴向变形规律流固耦合研究

为探究刷丝弹性模量对刷式密封轴向变形影响规律,基于任意拉格朗日-欧拉(Arbitrary Lagrange-Euler,ALE)显式动力学流固耦合方法,计算对比了新型高弹性材料刷丝SOFN和传统材料刷丝GH605在相同的刷式密封结构下、不同压差下的泄漏特性、轴向总体变形、刷丝自由端轴向变形与扰动以及不同弹性模量的理想刷丝轴向变形规律。得出结论:在不同压差下刷丝材料为SOFN的刷式密封和材料为GH605的刷封的泄漏量基本一致;在高压差条件下,GH605前排刷丝出现逆轴向大变形导致刷丝分离引起密封失效;SOFN刷丝比GH605刷丝有更小的轴向弯曲变形与轴向扰动,在0.2 MPa,0.4 MPa,0.6 MPa压降下轴向变形量最大降低了3.5%,2.7%和2%;轴向扰动量最大降低了37%,24%和32%。存在一个最佳的弹性模量范围,使刷丝的变形量最小。验证了SOFN刷丝有更高的承压能力,有效提高刷式密封性能。