摘要：叶顶泄漏流动会增强叶顶换热,为防止高负荷跨声速转子叶顶烧蚀,本文采用数值方法研究了某高负荷跨声速转子叶顶激波系结构及其对叶顶热流分布的影响,为跨声速转子叶顶的冷却设计提供参考。结果表明:在叶顶间隙压力侧出现分离泡,高马赫数气流流经分离泡后的折转产生了较强斜激波,该斜激波干涉导致机匣边界层出现分离,分离泡上下游的两个折转产生了两条反射激波。受两条反射激波影响,叶顶边界层增厚导致叶顶出现两道紧密的低热流条带;沿着流动方向,分离泡下游激波强度逐渐增大导致机匣边界层分离程度加剧,边界层分离产生的前后折转程度随之增大,导致两条反射激波强度增大,引起叶顶条带热流进一步降低。当涡轮级膨胀比大于2.0时,受超音堵塞影响,亚声速区域的马赫数基本不受膨胀比变化的影响,叶顶热流分布也基本不变;在超声速区域,随着膨胀比的减小,叶顶间隙内斜激波先出现强度增大,再转为正激波的现象,以实现逐渐升高的静压升,叶顶条带热流随之出现先减小后增大的现象。当涡轮级膨胀比降低至1.5时,叶顶间隙内激波结构完全消失,叶顶受分离再附着影响,呈现出较高热流分布。

摘要：采用冷壁结构设计的大型航空构件专用热氢处理炉结构复杂,多层隔热结构炉胆隔热屏板厚度极薄,导致网格划分和模拟计算十分困难。本文采用等效热阻的简化思路,在保证计算精度的前提下,将多层结构的炉胆等效为一层,节约了计算资源,实现了热氢处理炉的全尺寸流-热-固耦合仿真。评估了热氢处理炉的隔热效果,在炉温1000℃时,炉胆外壁面温度只有200~350℃,呈条纹状分布;冷壁结构设计的炉壳外层壁面温度约25℃,具有较好的保温隔热效果;最大热应力264 MPa,位于料台底座;拉伸性能测试表明,料台底座Q235钢经300℃渗氢处理后抗拉强度约为565 MPa,安全系数为2.14。本文分析了热氢处理炉的温度场、热应力场,并评估了其安全储备系数,为大型热氢处理炉全尺寸仿真提供了思路,为结构设计提供了数据支撑。

摘要：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Damköhler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,Damköhler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Damköhler数在1左右波动,最大误差22%,证明基于Damköhler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。

摘要：[目的]旨在评估轮廓度误差对压气机气动性能的影响,并为叶片鲁棒性设计提供参考。[方法]建立单峰值轮廓度误差分布数学模型,采用数值模拟方法,研究压力面和吸力面不同轮廓度组合误差对超声速压气机平面叶栅气动性能的影响。[结果]结果表明:吸力面轮廓度误差分布是影响叶栅总压损失的关键因素,随着吸力面轮廓度峰值误差位置向下游移动,总压损失系数逐渐降低;压力面和吸力面误差分布对气流折转角和静压升系数的影响趋势相反。对较低来流马赫数的叶栅,吸力面误差对气流折转角和静压升均起主导作用;对较高来流马赫数的叶栅,压力面误差对气流折转角和静压升影响明显。激波位置和激波强度、激波后扩张通道的流道型线综合决定了叶片表面和叶栅流道内的流动状态,使得近吸力面侧流动损失增大,近压力面侧流动损失减小,其综合效果决定了叶栅损失、气流折转角和静压升的变化。[结论]结果对指导跨声速压气机设计、加工和超差审理均具有重要意义。

摘要：为减小叶型损失,在压气机叶栅叶片表面布置沿流向的对称V形微沟槽,采用数值模拟方法研究了沟槽宽度和顶角、沟槽间隔、沟槽覆盖范围、进口湍流度以及来流马赫数对叶栅气动性能的影响。结果表明,总压损失降低主要由吸力面沟槽产生,合理匹配沟槽几何参数、覆盖范围以及来流条件,可实现较优的减损效果。对吸力面局部带沟槽结构,相同冲角下无间隔沟槽的减损效果优于有间隔沟槽的减损效果,当无间隔沟槽顶角度为60°时减损效果最优;相同沟槽结构的减损效果与冲角相关。来流湍流度增加使得相同冲角下光滑叶片和带沟槽叶片的总压损失增大,相同沟槽结构在同一冲角下的减损效果及最优减损效果对应的冲角受来流湍流度影响。冲角不变时相同沟槽结构的减损效果随来流马赫数增大整体呈下降趋势,最佳减损效果对应的无量纲沟槽宽度和具有减损效果的无量纲沟槽宽度范围不同。当保持沟槽无量纲宽度不变和沟槽其它参数不变时,不同来流马赫数条件下的最佳减损效果及其对应的冲角不同,较低来流马赫数条件下最佳减损效果更突出。微沟槽能够减小壁面平均剪切应力和湍动能,降低湍流边界层损失,同时能够推迟边界层流动分离,使得叶型损失降低。

摘要：现代航空发动机轮盘工况复杂,常常在榫槽、通气孔、螺栓孔等几何不连续处遭受破坏。这些几何不连续性特征可以视为广义的缺口,为了分析缺口附近几何特征尺寸对航空发动机轮盘复杂结构件抗拉强度的影响规律,基于典型盘用合金GH4169设计了双边缺口平板试样、双边不等缺口平板试样、不等厚双边缺口平板试样以及不等厚双边不等缺口平板试样进行试验研究。试验结果表明:缺口平板试样的应力集中系数与缺口抗拉强度存在一定的相关性,缺口抗拉强度无量纲化常数与应力集中系数的试验数据点存在一定的分布规律,二者的拟合曲线能很好地描述试验结果分布规律。包括GH4169、GH738和TC11合金等常用航空塑性金属材料在内的缺口平板试验数据点落在拟合曲线±10%以内的分散带内。

摘要：单级离心压气机在中小型航空燃气涡轮发动机中得到了广泛的应用,为了探索高压比离心压气机设计技术,本文利用离心压气机设计系统完成了一台单级压比5.2的离心压气机设计,突破了跨音速离心叶轮、紧凑式扩压器设计关键技术,总结了高压比离心压气机设计方法,并在高速压气机试验台上完成了试验验证,结果表明,该离心压气机内流流动参数分布合理,各项性能完全满足设计指标要求。

摘要：燃气轮机是关系国家安全和国民经济发展的核心装备,排气扩压器气动性能对燃气轮机整机效率有重要影响。排气扩压器与上游流场的相互作用及其复杂的几何结构,导致了扩压器内流场易分离、多损失的流动特征。为探明扩压器的流动特征及其与透平的耦合机理,综述了国内外扩压器气动性能和优化设计的研究现状,讨论了扩压器设计与优化方面未来的研究方向,未来的研究需要充分考虑透平和扩压器的相互作用以及将参数化等方法引入扩压器优化设计问题以提高工作效率。

摘要：燃气轮机的整机性能及运行安全与其各部件的性能和工作状态密切相关,部件性能优劣和健康状态直接反映在表面的形貌上。因此,根据部件的形貌特征对其性能及健康状态进行判读,是评估燃机设计和健康状态的最为高效的方法,而三维重建技术是实现这一方法的关键技术。首先围绕基于计算机视觉的三维重建,系统地阐述了基于单目视觉、基于双目视觉及基于深度学习的三维重建技术及其发展现状;之后讨论了三维重建技术在燃气轮机行业的发展现状及可能的发展方向;最后,以燃气轮机透平叶片为对象,比较了基于阴影信息及多视图学习网络的三维重建效果并讨论了其各自的优缺点。

摘要：研究采用一步最小二乘法建立用于航空发动机控制系统及故障诊断设计中的状态变量模型,结合伪随机二进制激励信号求取模型矩阵系数。在线性最小二乘准则下,算法保证模型动态响应与非线性模型响应一致,过程一步完成无须迭代。利用一步最小二乘法建立了JT9D涡扇发动机稳态工作点的小偏差状态变量模型,仿真表明该方法得到的状态变量模型能够精确拟合发动机的时域和频域特性。相比与传统拟合方法,该方法不仅计算速度快,而且拟合精度大大提高,验证了方法的有效性。