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题名基于流固耦合的部分进气涡轮数值模拟研究
被引量：3
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作者
赵瑞勇
陈晖
刘军年
毋杰
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2015年第5期38-42,共5页
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文摘
发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。
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关键词
部分进气涡轮
CFD/CSD
数值仿真
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Keywords
partial admission turbine
CFD/CSD
numerical simulation
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分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名火箭发动机部分进气涡轮设计与流动分析
被引量：1
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作者
毛凯
王晓锋
李昌奂
袁伟为
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2018年第3期30-36,共7页
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基金
国家重大基础研究项目(613321)
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文摘
根据某型液体火箭发动机总体性能及结构要求,采用一维方法设计了部分进气、圆锥形喷嘴、单级超声速冲击式涡轮。基于求解雷诺平均的Navier-Stokes方程组,对涡轮内部流场进行全三维粘性定常仿真计算及分析,并研究了不同转子叶栅通道面积变化方式对涡轮性能的影响。结果表明:部分进气涡轮内部流动流线不规则、存在较多漩涡流动、转子叶栅激波复杂、叶片通道内分离较为严重;喷嘴通道和转子叶栅通道内总压损失均在20%以上,其中转子叶栅通道损失更大;不同转子叶栅通道面积的变化方式对涡轮总体性能影响基本不大,但收缩-扩张型通道可降低流速,缓解气流分离,对降低叶片温差应力有一定帮助。
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关键词
部分进气涡轮
超声速冲击式涡轮
涡轮设计
流动分析
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Keywords
partial admission turbine
supersonic impulse turbine
turbine design
flow analysis
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分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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