基于模型的废气涡轮增压与发动机匹配 被引量：4

1

作者 鲍梦瑶 丁水汀 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期847-852,共6页

根据发动机工作过程模拟计算原理,采用GT-POWER软件对一级增压活塞式航空发动机建立涡轮增压器与发动机的仿真模型,并通过发动机实验数据验证了模型的准确性。按照高空环境条件对发动机提出的功率恢复的特殊要求,研究不同海拔高度下发... 根据发动机工作过程模拟计算原理,采用GT-POWER软件对一级增压活塞式航空发动机建立涡轮增压器与发动机的仿真模型,并通过发动机实验数据验证了模型的准确性。按照高空环境条件对发动机提出的功率恢复的特殊要求,研究不同海拔高度下发动机与增压器的匹配规律,给出废气阀对增压系统的调节规律。分析结果表明,该仿真模型具有可信性且涡轮增压器的选型满足安全设计及匹配要求。 展开更多

关键词 发动机 涡轮增压 模型 匹配 仿真

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基于PLIF技术的航空煤油横向射流穿透深度研究 被引量：9

2

作者 王延胜 林宇震 +2 位作者 李林 薛鑫 高晓会 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1395-1402,共8页

为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响，利用激光诱导荧光（PLIF）技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流，Nd：YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气... 为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响，利用激光诱导荧光（PLIF）技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流，Nd：YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气压力范围为0.3～0.6MPa，温度358K，动量比范围为10～40，韦伯数范围为170～340。试验结果表明：不同压力下，穿透深度随动量比增加而增加；在本文的工况范围下，韦伯数对射流穿透深度无显著影响。通过对试验数据的分析处理，获得了射流穿透深度关于动量比、韦伯数和轴向距离的经验关系式。 展开更多

关键词 穿透深度 横向射流 激光诱导荧光 航空煤油 直射式喷嘴

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非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能影响 被引量：4

3

作者 刘友宏 杜力伟 +3 位作者 李腾 邵万仁 徐速 邓洪伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期678-687,共10页

为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.7... 为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.75°,建立了一组具有不同下外扩张角的非对称波瓣S型喷管模型。通过数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,得到了S型喷管气动热力性能随非对称波瓣下外扩张角的变化规律。研究结果表明:第一个弯道上游流场中,流向涡具有较强的混合能力,其核心区无量纲涡量值随非对称波瓣下外扩张角增大而逐渐增大;然而,在第一个弯道下游流场中,所有模型对应的流向涡核心区无量纲涡量值均已非常微弱。在S型喷管弯道区域,流道流向、截面形状发生巨大改变,使得内外涵流体混合效果显著提高,但混合流体的总压恢复系数却急剧下降。混合流体热混合效率值受下外扩张角影响不明显,但S型喷管下半部分内壁面温度随下外扩张角增大而逐渐上升。在S型喷管出口,下外扩张角为17.75°模型的总压恢复系数为0.9464,高于其他3种模型,并且相对于该截面上总压恢复系数最低值增加了0.55%。 展开更多

关键词 非对称波瓣 S型喷管 下外扩张角 流向涡 热混合效率 总压恢复系数

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吊挂系统对波瓣混合排气系统气动热力性能影响 被引量：2

4

作者 谢翌 刘友宏 钟晨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期15-24,共10页

为了明确短舱中吊挂系统的堵塞效应对波瓣混合排气系统气动热力性能的影响,采用数值模拟的方法对包含吊挂的混合排气系统进行了定量研究。研究结果表明,受吊挂系统的影响,在波瓣混合排气系统混合段内,存在着一大尺度的回流区,其作用范... 为了明确短舱中吊挂系统的堵塞效应对波瓣混合排气系统气动热力性能的影响,采用数值模拟的方法对包含吊挂的混合排气系统进行了定量研究。研究结果表明,受吊挂系统的影响,在波瓣混合排气系统混合段内,存在着一大尺度的回流区,其作用范围随吊挂长度的增加而增加。在性能参数方面,与未考虑吊挂系统时相比,考虑吊挂之后,虽然混合排气系统出口处热混合效率以及推力系数下降很小,最大降幅仅分别为0.017和0.01,但总压恢复系数却显著下降,最大降幅达到了0.03。此外,随着吊挂系统长度的变化,排气系统出口处的热混合效率、总压恢复系数以及推力系数变化幅度小于0.01,变化很小。 展开更多

关键词 波瓣混合排气系统 吊挂系统 热混合效率 总压恢复系数 推力系数

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平均攻角和振幅对振荡翼型气动特性的影响 被引量：4

5

作者 李绍斌 董贺峰 宋西镇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1288-1294,共7页

采用一种基于k-ωSST模型和γ-θ转捩模型的雷诺平均N-S方程数值方法，对雷诺数Re=1.35x10^5下的NACA0012振荡翼型和静态翼型非定常流场和升力特性进行模拟，在缩减频率K=0.1的条件下研究了翼型振荡运动中平均攻角和振幅对平均升力系数... 采用一种基于k-ωSST模型和γ-θ转捩模型的雷诺平均N-S方程数值方法，对雷诺数Re=1.35x10^5下的NACA0012振荡翼型和静态翼型非定常流场和升力特性进行模拟，在缩减频率K=0.1的条件下研究了翼型振荡运动中平均攻角和振幅对平均升力系数的影响，并与静态翼型的升力特性及实验结果进行了对比。结果表明：当平均攻角小于临界攻角时，翼型的振荡运动会降低平均升力系数，当平均攻角大于临界攻角同时最小攻角小于临界攻角时，翼型的振荡可以提高平均升力系数。在平均攻角为12°～17°时，翼型振幅为6°左右时可获得最大平均升力系数，与静态翼型相比，平均升力系数可提高30%～45.7%。当振荡过程中最小攻角对应静态翼型轻失速攻角时，翼型上仰阶段前缘涡的产生和集中涡的稳定附着是平均升力系数大幅度阶跃式提升的原因，静态翼型与振荡翼型的组合可提高升力并拓宽攻角范围。 展开更多

关键词 振荡翼型 升力系数 转捩模型 平均攻角 振幅

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大小叶片压气机级的计算与实验校验 被引量：1

6

作者 王洪伟 刘涛 宁方飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期335-340,共6页

为了考察用于压气机设计的三维计算软件的准确性,对一个低速大尺寸的单级大小叶片轴流压气机进行了计算与流动测量,基于可压缩流动,并在流动细节的层次上全面地考察了计算程序的准确性。结果表明:所用的计算程序对压气机设计点的计算较... 为了考察用于压气机设计的三维计算软件的准确性,对一个低速大尺寸的单级大小叶片轴流压气机进行了计算与流动测量,基于可压缩流动,并在流动细节的层次上全面地考察了计算程序的准确性。结果表明:所用的计算程序对压气机设计点的计算较为准确,流量和压比的准确度可达1%,但对失速裕度的预估能力不足。计算程序对于内部流动细节,尤其是二次流动的模拟不够好,当压气机工作于非设计工况时,这些流动细节计算的不准确会导致整体性能上较大的偏差。 展开更多

关键词 低速大尺寸模拟 实验验证 数值模拟 压气机特性 流动分析

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跨声速压气机不同转速下失稳形式的实验研究 被引量：6

7

作者 潘天宇 宋西镇 +1 位作者 李志平 李秋实 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第8期1127-1134,共8页

为了研究压气机在不同工作转速下失稳形式的不同,进而研究不同失稳先兆的发生机理,针对一台跨声速压气机在不同转速下的失稳过程进行了实验研究。分别在转子叶尖机匣、静子出口布置了高频响动态压力探针对压气机失稳过程进行实时监测和... 为了研究压气机在不同工作转速下失稳形式的不同,进而研究不同失稳先兆的发生机理,针对一台跨声速压气机在不同转速下的失稳过程进行了实验研究。分别在转子叶尖机匣、静子出口布置了高频响动态压力探针对压气机失稳过程进行实时监测和实验数据采集,采用FFT(Fast Fourier Transform)、WFT(Window Fourier Transform)、滤波等数据处理方法对实验数据进行频域和时域分析,得到了压气机在不同转速下流动失稳的变化规律。实验结果表明:随着工作转速的升高,该压气机的失稳过程也会发生改变,在低转速(亚声速)下表现为经典Spike引起的旋转失速,如65%设计转速;而在高转速(跨声速)下则表现为一种新型的失稳过程,由一种发生在近轮毂区域的低频、轴对称、大幅值的扰动诱导了失稳,如88%设计转速。这种失稳先兆被称为局部喘振。两种失稳模态之间的相互转换存在一个临界转速(约为78%设计转速),在临界转速下,局部喘振几乎与旋转失速同时发生。 展开更多

关键词 局部喘振 不同转速 跨声速压气机 失稳过程

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旋流杯文氏管长度对积碳的影响研究 被引量：9

8

作者 张弛 田兴鹏 +1 位作者 林宇震 王晓峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1833-1838,共6页

研究了三个不同长度旋流杯文氏管的积碳特性。方案A,B,C文氏管喉道位置至喷嘴出口距离依次为6mm,8mm,10mm。通过热态燃烧试验定量比较了三个方案文氏管的积碳量,并利用数值模拟分析了文氏管长度对旋流杯内部及下游的热态流场,温度场以... 研究了三个不同长度旋流杯文氏管的积碳特性。方案A,B,C文氏管喉道位置至喷嘴出口距离依次为6mm,8mm,10mm。通过热态燃烧试验定量比较了三个方案文氏管的积碳量,并利用数值模拟分析了文氏管长度对旋流杯内部及下游的热态流场,温度场以及积碳特性的影响。试验结果显示随着文氏管长度的增加,其内壁上的积碳量随之减小,方案C相较于方案A减小幅度达到99%。数值模拟结果则发现:文氏管长度对旋流杯下游流场及温度场影响较小,但是增加文氏管长度会使中心回流区上止点由上游喷嘴处向下游文氏管出口移动,文氏管喉道附近的负速度区域和高温区域减小,方案C相较于方案A负速度及温度峰值减小幅度分别达到99%和35%。因此,适当增加文氏管长度有利于减少燃油在文氏管上的积碳,对旋流杯的结构设计具有指导作用。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 旋流杯 文氏管 积碳

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一级旋流强度对双旋流杯下游油气分布的影响 被引量：5

9

作者 于博文 张弛 +2 位作者 杨谦 许全宏 林宇震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1482-1487,共6页

为了改善双旋流杯点火性能,需要优化其下游的流场和油雾场。利用激光粒子动态分析技术(PDA)测量基准双旋流杯下游的流场和油雾场,据此提出一级旋流器旋流数仅增大6.7%,但切向动量矩减小44%的改进方案,并进行了流场和油雾场对比试验。试... 为了改善双旋流杯点火性能,需要优化其下游的流场和油雾场。利用激光粒子动态分析技术(PDA)测量基准双旋流杯下游的流场和油雾场,据此提出一级旋流器旋流数仅增大6.7%,但切向动量矩减小44%的改进方案,并进行了流场和油雾场对比试验。试验结果表明:减小双旋流杯一级旋流切向动量矩会使旋流杯下游流场结构发生较大变化,使其从收扩型转变为扩张型,同时减小油雾的索太尔平均直径(SMD);当与旋流杯出口距离超过2.5倍文氏管喉道直径时,流场输运和油滴蒸发作用增强,使得油雾分布更加均匀,燃油SMD更小。在航空发动机燃烧室双旋流杯设计中,不仅要考虑传统的旋流数概念,还应考虑各级切向动量矩的综合影响作用。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 旋流杯 旋流数 切向动量矩

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纯净空气来流下支板凹腔耦合超燃燃烧室性能研究 被引量：4

10

作者 王建臣 林宇震 +2 位作者 郭新华 张弛 赵永胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1868-1873,共6页

在纯净空气来流下,通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究,以液态航空煤油为燃料,喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射,轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1,壁面压力分布总体越高,壁面... 在纯净空气来流下,通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究,以液态航空煤油为燃料,喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射,轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1,壁面压力分布总体越高,壁面压力峰值也更高;燃油当量比相同的情况下,支板单独喷射的壁面压力分布要比支板和壁面组合喷射的总体偏高,但壁面压力提升的起始位置更靠前;通过一维冲量法分析得到,燃烧室最低马赫数低于0.5,沿轴向中间大部分区域为亚声速;支板单独喷射轴向位置靠前,燃烧效率更高;当量比相同的情况下,支板单独喷射的燃烧效率要比支板和壁面组合喷射的燃烧效率更高。 展开更多

关键词 纯净空气 超燃 支板 凹腔

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蓄热式加热纯净空气直连台试验能力研究 被引量：4

11

作者 王建臣 林宇震 +2 位作者 刘伟 赵永胜 韩啸 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1392-1397,共6页

通过试验对蓄热式加热纯净空气直连台的试验能力进行了研究,包括蓄热过程、放热过程以及燃烧室进口颗粒浓度,以得到其加温能力和空气的纯净度。结果表明:蓄热过程时间较长,蓄热器进口燃气温度需要高于指定温度才能使出口燃气温度达到指... 通过试验对蓄热式加热纯净空气直连台的试验能力进行了研究,包括蓄热过程、放热过程以及燃烧室进口颗粒浓度,以得到其加温能力和空气的纯净度。结果表明:蓄热过程时间较长,蓄热器进口燃气温度需要高于指定温度才能使出口燃气温度达到指定温度;空气流量为2.0~4.0kg/s的高压空气来流通过蓄热器后,温度可以长时间保持恒定,目前可以将高压空气加温到1000℃;燃烧室进口颗粒浓度结果表明,其浓度低,可以忽略,认为此空气是纯净的。 展开更多

关键词 纯净空气 蓄热器 直连试验台

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非对称波瓣上外扩张角对S弯二元喷管性能影响 被引量：6

12

作者 刘友宏 陈中原 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1616-1623,共8页

为了明确非对称波瓣上外扩张角对涡扇发动机S弯二元喷管流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数和壁面最高温度的影响，采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同非对称波瓣上外扩张角模型进行了定量研究，并... 为了明确非对称波瓣上外扩张角对涡扇发动机S弯二元喷管流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数和壁面最高温度的影响，采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同非对称波瓣上外扩张角模型进行了定量研究，并得到了气动热力性能的影响规律。结果表明：非对称波瓣上外扩张角在5°-25°变化时，在波瓣尾缘处，流向涡的无量纲涡量随上外扩张角的增大而增大。在S弯二元喷管出口截面处，热混合效率随上外扩张角的增大而增大，总压恢复系数随上外扩张角的增大呈现出增大-减小-增大的趋势。S弯二元喷管的壁面最高温度随上外扩张角的增大先下降后升高，其中上外扩张角为10°壁面温度最低，约为426K。 展开更多

关键词 S弯二元喷管 非对称波瓣 上外扩张角 热混合效率 总压恢复系数 壁面最高温度

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方柱-强旋组合旋涡脱落机制研究 被引量：3

13

作者 唐杨杨 李志强 +2 位作者 邸亚超 许欢 杨青 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第8期1023-1029,共7页

强旋流和钝体绕流均可构造低速回流区以利于高速气体稳定燃烧,本文通过在钝体中心开孔通入旋流气体模拟研究了旋流流动对钝体绕流旋涡脱落的影响规律。计算结果表明,在旋流作用下,钝体绕流涡脱规律更加复杂,涡脱由上下边界层失稳主导变... 强旋流和钝体绕流均可构造低速回流区以利于高速气体稳定燃烧,本文通过在钝体中心开孔通入旋流气体模拟研究了旋流流动对钝体绕流旋涡脱落的影响规律。计算结果表明,在旋流作用下,钝体绕流涡脱规律更加复杂,涡脱由上下边界层失稳主导变为由旋流管中的旋流涡主导,并且形成的涡尺度增大,在脱落过程中会由于旋涡的破碎产生"点潭"以增强周围涡强度。同时,柱体涡和旋流涡的相互作用可以减小流动阻力,增加回流区长度和回流质量流量,从而强化传热传质,起到强化燃烧增加燃烧稳定性的效果。 展开更多

关键词 旋流 钝体绕流 涡脱落

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探针支杆对压气机转子性能及流场影响的数值模拟研究 被引量：16

14

作者 马宏伟 项乐 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期2288-2295,共8页

为了研究探针支杆对压气机转子性能及流场的影响,以低速轴流压气机单转子为研究对象,利用定常和非定常计算方法分析了在转子叶片上游50%弦长位置处安装探针支杆后转子整体性能及流场结构的变化。结果表明:支杆的存在会使压气机转子设计... 为了研究探针支杆对压气机转子性能及流场的影响,以低速轴流压气机单转子为研究对象,利用定常和非定常计算方法分析了在转子叶片上游50%弦长位置处安装探针支杆后转子整体性能及流场结构的变化。结果表明:支杆的存在会使压气机转子设计点静压升下降1.09%,损失增大8%;近失速点静压升下降0.8%,损失增大4.2%。同时支杆尾迹会周期性改变泄漏涡的形态与强度,不会改变泄漏涡破碎导致的泄漏涡脱落频率。支杆尾迹造成的非定常效应使叶尖区域局部总压升有所升高,在近失速工况下,总压升提高更显著。 展开更多

关键词 数值模拟 探针支杆 转子 泄漏涡

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支板凹腔耦合超燃燃烧室燃油动态调节研究

15

作者 王建臣 林宇震 +2 位作者 郭新华 张弛 刘伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期77-82,共6页

在纯净空气来流下,对以液态航空煤油为燃料,以支板凹腔耦合方式稳焰的超燃燃烧室的燃油动态调节进行了研究,采用两台柱塞泵供油,结果表明:总燃油当量比为0.83的条件下,动态切换支板喷射位置从上游到下游的过程中,燃烧室上游的壁面压力... 在纯净空气来流下,对以液态航空煤油为燃料,以支板凹腔耦合方式稳焰的超燃燃烧室的燃油动态调节进行了研究,采用两台柱塞泵供油,结果表明:总燃油当量比为0.83的条件下,动态切换支板喷射位置从上游到下游的过程中,燃烧室上游的壁面压力先下降后上升,而靠近出口的壁面压力则先上升后下降,并最终稳定;动态调节支板喷射的当量比,壁面压力峰值随当量比升高而升高,但壁面压力提升的起始位置随当量比升高向上游移动;通过试验验证动态调节后的稳定时间足够,试验数据可靠。 展开更多

关键词 支板 凹腔 纯净空气 超燃 动态调节

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局部喘振现象物理本质的研究 被引量：4

16

作者 潘天宇 宋西镇 +1 位作者 李志平 李秋实 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1317-1323,共7页

局部喘振是在跨声速压气机发现的一种流动现象,其物理性质与喘振较为类似。针对局部喘振的物理本质的探索可以丰富跨声速压气机失稳理论,对于跨声速压气机扩稳有重要意义。本文针对这一问题,结合B参数模型,在跨声速压气机实验台上通过... 局部喘振是在跨声速压气机发现的一种流动现象,其物理性质与喘振较为类似。针对局部喘振的物理本质的探索可以丰富跨声速压气机失稳理论,对于跨声速压气机扩稳有重要意义。本文针对这一问题,结合B参数模型,在跨声速压气机实验台上通过不同进气管道方案来改变实验装置对应的B参数,从时域、频域两方面对比研究不同B参数状态下的压气机的失稳过程,进一步分析不同B参数条件下失稳过程形态的演变规律。实验结果表明,B参数为0.39时,局部喘振现象并未发生,压气机直接进入喘振而失稳;B参数为0.51时,局部喘振诱发喘振而致使压气机失稳;而B参数为0.7时,局部喘振诱发旋转失速团导致压气机失稳。局部喘振现象既能诱发跨声速压气机发生旋转失速,也可以导致其直接进入喘振,因此局部喘振现象是一种失稳先兆。 展开更多

关键词 局部喘振 跨声速压气机 失稳先兆 实验

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当量比对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响 被引量：5

17

作者 汤冠琼 秦皓 +1 位作者 林宇震 李继保 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1355-1360,共6页

针对分层旋流燃烧室，实验测量了不同分级比和油气比下的动态压力。结果显示：在总燃烧当量比0.47-0.68，主燃级当量比0.48-0.65范围内，燃烧室内的压力脉动幅值随当量比增大而增大。基于层流火焰模型和局部火焰吹熄假设，公式推导了吹... 针对分层旋流燃烧室，实验测量了不同分级比和油气比下的动态压力。结果显示：在总燃烧当量比0.47-0.68，主燃级当量比0.48-0.65范围内，燃烧室内的压力脉动幅值随当量比增大而增大。基于层流火焰模型和局部火焰吹熄假设，公式推导了吹熄前后火焰厚度、火焰长度、层流火焰传播速度、气流速度间的关系，得出燃烧不稳定下的压力脉动幅值ps′与层流火焰传播速度SL0成正比，结合贫油状态下SL0随当量比增大而增大这一事实，得出ps′随当量比增大而增大，从而解释了实验结果。 展开更多

关键词 当量比 分层旋流火焰 燃烧不稳定性 压力脉动 局部吹熄 层流火焰传播速度

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