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题名不同去旋角度进气共转盘腔内流动与换热研究
被引量：7
- 1
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作者
杨守辉
王锁芳
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《航空发动机》
2011年第6期17-20,共4页
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文摘
以带有去旋喷嘴的共转盘腔为研究对象,运用RNG k-ε湍流模型,分别对3种喷嘴角度(90°、60°、30°)的3维模型进行了数值计算,揭示了去旋角度对盘腔内气体切向速度、盘腔内压降和转盘表面换热的影响规律。研究结果表明:随着去旋角度的减小,盘腔内气体的切向速度减小,盘腔内压降减小,转盘表面的局部努赛尔数Nur增大。
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关键词
共转盘腔
去旋角度
流动
数值计算
航空发动机
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Keywords
co-rotating cavity
de-swirl angle
flow
numerical calculation
aeroengine
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分类号
TQ051.84
[化学工程]
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题名翅片安装高度对共转盘腔减阻特性影响的数值研究
被引量：3
- 2
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作者
侯晓亭
王锁芳
张凯
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第7期1457-1463,共7页
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基金
国家科技重大专项(2017-III-0011-0037)。
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文摘
为了探索翅片安装高度变化对共转盘腔径向内流总压损失的影响规律,对不同转速、翅片径向安装高度下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构及总压损失分布曲线。研究结果表明:翅片安装高度能够影响盘腔内部旋流比分布情况,翅片吸力面流体的旋流比大于压力面侧;随着翅片安装高度的升高,减涡器的总压损失先减小后增大;在所研究工况及结构参数下,翅片下端径向高度与盘腔高度比值为0.476时减涡器的减阻效果最好,压力损失系数降低16%左右;在一定条件下,翅片式减涡器总压损失主要集中在翅片所在盘腔分区;翅片上端和下端盘腔分区总压损失对减阻性能的影响起决定性作用,且上端的影响大于下端的影响。
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关键词
翅片
共转盘腔
数值模拟
旋流比
总压损失
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Keywords
Fins
Co-rotating cavity
Numerical simulation
Swirl ratio
Total pressure loss
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名蒸汽和空气预旋进气共转盘腔壁面换热研究
被引量：3
- 3
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作者
胡伟学
王锁芳
毛莎莎
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《动力工程学报》
CAS
CSCD
北大核心
2018年第8期633-639,共7页
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基金
南京航空航天大学研究生创新基地(实验室)开放基金资助项目(kfjj20170204)
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文摘
为了研究不同冷却介质对燃气轮机预旋共转盘腔换热特性的影响,采用数值计算方法分析了空气和蒸汽2种介质下预旋系统共转盘腔表面的换热过程,对比了2种冷却介质在不同旋转雷诺数、无量纲质量流量和进口总温条件下的换热效果。结果表明:相同无量纲质量流量下预旋进气的转盘冷却效果优于无预旋;不同无量纲质量流量下,蒸汽对共转盘腔表面的换热效果均优于空气;旋转雷诺数在5.5×106~7.2×106内,相同旋转雷诺数下的蒸汽冷却下的转盘平均Nu比空气冷却提高约22%,低旋转雷诺数时2种冷却介质的冷却效果略优于高旋转雷诺数时;不同进口总温下,蒸汽冷却效果仍然优于空气,但随着进口总温的升高其优势逐渐减弱,转盘表面传热平均Nu随预旋进口总温的升高而减小。
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关键词
预旋系统
蒸汽冷却
空气冷却
共转盘腔
冷却效果
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Keywords
pre-swirl system
steam cooling
air cooling
co-rotating cavity
cooling dfectiveness
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分类号
TK14
[动力工程及工程热物理—热能工程]
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题名进口流量对无管式减涡器流阻特性影响研究
被引量：3
- 4
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作者
夏子龙
王锁芳
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点试验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第6期1276-1285,共10页
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基金
国家科技重大专项(2017-III-0011-0037)。
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文摘
为分析进口流量对压气机引气系统无管式减涡器压力损失的影响及无管式减涡器减阻效果,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对无管式减涡器开展研究,并与直喷嘴模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,建立了无管式减涡器流阻特性"S"形曲线三分区模型,分析了无管式减涡器各截面间压力损失及其占比随无量纲质量流量变化规律。在计算流量范围内,与直喷嘴模型相比,无管式减涡器平均可降低压气机引气系统压力损失约45.9%。在第二拐点处,共转盘腔内压力损失降低了96.44%,此时无管式减涡器减阻效果最佳,较直喷嘴模型压力损失降低了73.44%。
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关键词
无管式减涡器
共转盘腔
压力损失系数
去旋角
无量纲质量流量
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Keywords
Tubeless vortex reducer
Co-rotating cavity
Pressure loss coefficient
De-swirl angle
Dimensionless mass flow rate
-
分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名新型翅片式减涡器减阻特性数值研究
被引量：2
- 5
-
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作者
侯晓亭
王锁芳
张凯
夏子龙
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第9期2059-2069,共11页
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基金
国家科技重大专项(2017-III-0011-0037)。
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文摘
为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。
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关键词
新型翅片式减涡器
翅片单元结构
共转盘腔
总压损失
旋流比
-
Keywords
New finned vortex reducer
Finned element structure
Co-rotating cavity
Total pressure loss
Swirl ratio
-
分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名翅片位置对复合式减涡器减阻性能影响数值模拟
被引量：1
- 6
-
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作者
侯晓亭
王锁芳
张凯
夏子龙
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第10期2197-2203,共7页
-
基金
国家科技重大专项(2017-III-0011-0037)。
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文摘
为了探索翅片-管复合式减涡器的翅片安装位置对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速、翅片周向位置及安装角度下的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下共转盘腔径向内流的流场结构及压力损失分布曲线。研究结果表明:减涡管能引导流体径向流入,并降低流体的旋流比;相比于管式减涡器,翅片-管复合式减涡器能明显降低盘腔内的总压损失;在不同旋转雷诺数下,翅片的周向安装位置α及安装角β均存在最佳值;在中、高旋转雷诺数下,最佳值分别为α=9°,β=30°,最佳结构下总压损失较基础模型低40%左右;改变翅片周向位置及安装角度可以明显改变气流进入减涡管的角度,在较优情况下,可以减小流体流入减涡管的阻力及在减涡管内的流动阻力,整体上减小了盘腔内总压损失。
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关键词
压气机
共转盘腔
减涡器
涡流
流场结构
总压损失
-
Keywords
Compressor
Co-rotating cavity
Vortex reducer
Vortex flow
Flow structure
Total pressure loss
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名压气机引气系统典型减涡器减阻特性对比分析
被引量：2
- 7
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作者
夏子龙
王锁芳
麻丽春
王海
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机构
中国航发沈阳发动机研究所
南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点试验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第1期114-122,共9页
-
基金
国家科技重大专项(2017-III-0011-0037)。
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文摘
为对用于压气机引气系统的典型减涡器结构的减阻特性进行对比,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对带三种典型减涡器的径向内流共转盘腔模型开展研究,并与无减涡器共转盘腔基准模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,分析了各模型流场结构、速度分布、哥氏力分布和压力损失特性,对典型减涡器的减阻特性有了更深入的认识。结果表明:虽然三种典型减涡器结构差异较大,通过布置不同结构的减涡器,降低或抑制了共转盘腔内旋流比的增长速度和幅度,显著降低了压气机引气系统径向内流共转盘腔的压力损失,获得相近的减阻效果。与基准模型相比,在计算模型进出口截面间,去旋喷嘴式减涡器模型压力损失降低了73.4%;管式减涡器模型压力损失降低了80.7%,翅片式减涡器模型压力损失降低了84.5%。
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关键词
引气系统
径向内流
共转盘腔
减涡器
旋流比
减阻特性
压气机
-
Keywords
Air bleed system
Radial inflow
Co-rotating cavity
Vortex Reducer
Swirl ratio
Flow resistance reduction characteristic
Compressor
-
分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名喷嘴结构对去旋系统减阻特性影响的数值研究
被引量：7
- 8
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作者
张光宇
王锁芳
夏子龙
梁义强
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国航发沈阳发动机研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第5期979-985,共7页
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文摘
为了探索去旋喷嘴式减涡器的结构变化对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速和喷嘴结构下的去旋系统开展了数值研究,获得了不同工况下径向内流流场结构以及压力损失的分布曲线。研究表明:去旋喷嘴可有效提高共转盘腔内压力损失开始急剧增长的临界转速;方形喷嘴与圆形喷嘴降低压力损失效果接近;缩小喷嘴入口方向与气流旋转速度方向之间的夹角可有效改善喷嘴的进气条件;同一周向位置,喷嘴总流通面积保持不变,沿轴向增加喷嘴数目会造成更多的压力损失。
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关键词
去旋喷嘴
共转盘腔
径向内流
数值模拟
流场结构
压力损失
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Keywords
De- swirl nozzle
Co- rotating cavity
Radial inflow
Numerical simulation
Flow struc-ture
Pressure loss
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名圆管型与叶栅型去旋喷嘴流动对比分析
被引量：2
- 9
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作者
郝媛慧
王锁芳
夏子龙
侯晓亭
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第7期1544-1549,共6页
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文摘
为了探索喷嘴结构优化对盘腔内流阻特性的影响规律,分别对去旋角度为28°的直叶栅与扩口叶栅型喷嘴下的径向内流共转盘腔在不同转速下开展数值研究,并与圆管型喷嘴作对比。获得了三种结构不同工况下的流场结构、旋流比与相对总压分布图及总压损失分布曲线。研究结果表明:随着转速增大,叶栅型与圆管型喷嘴总压损失系数的变化趋势一致;直叶栅与扩口叶栅的系统总压损失系数均比圆管显著降低40%与27%以上;直叶栅与扩口叶栅喷嘴内的流场结构相似,喷嘴总压损失系数相近,且都随转速增大而缓慢减小。
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关键词
去旋喷嘴
共转盘腔
径向内流
数值模拟
压力损失
-
Keywords
De-swirl nozzle
Co-rotating cavity
Radial inflow
Numerical simulation
Pressure loss
-
分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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