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叶尖间隙控制系统供气部件特性及模拟方法

航空动力学报 2017年第4期32卷 932-941页

作者：王海毛军逵刘方圆陆海鹰柴军生中国航空发动机集团有限公司沈阳发动机研究所沈阳110015 南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191

针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路,即圆形截面90°弯曲冷却管,开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法,研究了冷却管上冲击孔的出流特性,分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及... 详细信息

针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路,即圆形截面90°弯曲冷却管,开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法,研究了冷却管上冲击孔的出流特性,分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及流量分配的影响规律.在此基础上,提出了基于冲击孔进口有效总压概念的冷却管一维网络流动计算模型,建立了低压涡轮叶尖间隙系统中典型供气管路的一维网络流动计算方法,并应用于某型发动机组件流量特性试验设计中.研究中发现,随着远离进口位置,冷却管冲击孔出流流量和冲击孔流量系数逐步增加;随着进口雷诺数的增加,冷却管内冲击孔出流流量均有所增加,而冲击孔流量系数基本保持不变.试验数据和计算结果比对表明,所建立的一维网络流动计算模型可以准确模拟出冷却管的出流特性,计算结果同组件流量特性试验数据之间最大相对误差为4.5%,在叶尖间隙控制系统这类系统复杂流路的流动问题分析中具有良好的应用效果.

关键词：叶尖间隙控制冷却管流动特性冲击孔一维网络流动计算模型

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入口旋流对旋转篦齿封严特性的影响研究

推进技术 2019年第5期40卷 1093-1098页

作者：梁义强吕艳丽沈毅柴军生中国航发沈阳发动机研究所辽宁沈阳110015

旋转因素对篦齿的封严特性具有重要的影响,数值研究了具有不同旋流比的入口气流对旋转直篦齿泄漏特性和风阻特性的影响。通过与试验数据对比,进行了湍流模型的选取和验证。在不同压比工况下,获得了不同入口气流旋流比对篦齿的泄漏特性... 详细信息

旋转因素对篦齿的封严特性具有重要的影响,数值研究了具有不同旋流比的入口气流对旋转直篦齿泄漏特性和风阻特性的影响。通过与试验数据对比,进行了湍流模型的选取和验证。在不同压比工况下,获得了不同入口气流旋流比对篦齿的泄漏特性、出口旋流和风阻温升的影响。结果表明:入口旋流比对泄漏系数影响较大,旋流比增加泄漏系数降低;不同入口旋流比对出口旋流的影响不同,甚至影响趋势相反;不同入口旋流条件下,风阻温升均随压比增大而减小;当压比大于1.3时,入口旋流比越大,风阻温升越小;当压比小于1.3时,风阻温升随入口旋流比增大而增高。最后,引入"有效总压"参数,它能够更准确指导分析入口旋流对篦齿泄漏流量影响。

关键词：篦齿封严流量系数风阻温升旋转比

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涡轮叶片波纹型内冷通道流动换热机理研究

航空动力学报 2023年

作者：吴忱韩柴军生杨小权丁珏翁培奋上海大学力学与工程科学学院中国航空发动机集团沈阳航空发动机研究所

涡轮叶片冷却结构设计是确保叶片在高温环境下稳定运行的关键所在，针对叶片强化冷却散热的关键科学问题，提出并设计了新型波纹通道冷却结构，开展了精细化数值模拟，分析冷气进口雷诺数和波纹形状参数对其换热性能的影响，研究了高雷... 详细信息

涡轮叶片冷却结构设计是确保叶片在高温环境下稳定运行的关键所在，针对叶片强化冷却散热的关键科学问题，提出并设计了新型波纹通道冷却结构，开展了精细化数值模拟，分析冷气进口雷诺数和波纹形状参数对其换热性能的影响，研究了高雷诺数涡轮叶片波纹通道冷却结构的流动换热机理。计算结果表明：波纹通道波峰波谷的交替出现对流场有强烈扰动效果，局部换热系数可达光滑通道的2～3倍；同一波纹不同位置换热效果不同，在管道收缩处换热系数最大；波纹通道换热能力与波纹形状密切相关，在冷气进口雷诺数较大时于H/L=0.115 附近换热效果最佳。论文揭示了波纹通道强化换热的物理机制，为航空发动机叶片冷却结构设计提供技术支撑。

关键词：涡轮叶片流动换热气热耦合冷却结构设计波纹通道

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涡轮发动机预旋供气系统温降和压比特性

哈尔滨工程大学学报 2022年第8期43卷 1139-1146页

作者：柴军生屠杰马佳乐林阿强刘高文中国航空发动机集团有限公司沈阳发动机研究所辽宁沈阳110015 中国人民解放军第五七一九工厂四川成都611936 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710129 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室陕西西安710072

为研究涡轮发动机预旋供气系统内复杂流动换热问题,本文采用模化方法,基于保证相同流动马赫数和转子马赫数的相似准则,确定发动机原型和实验模型具有高度相似性,开展了高转速预旋供气系统的实验研究。在满足供气流量和供气压力条件下,... 详细信息

为研究涡轮发动机预旋供气系统内复杂流动换热问题,本文采用模化方法,基于保证相同流动马赫数和转子马赫数的相似准则,确定发动机原型和实验模型具有高度相似性,开展了高转速预旋供气系统的实验研究。在满足供气流量和供气压力条件下,揭示流动马赫数和转子马赫数对系统温降和压力特性的变化规律。结果表明:在涡轮盘转速4800~9207 r/min和流量比0.45~0.72的实验工况范围内,系统压比和温比随流量比的增加而增加;预旋喷嘴流量系数增加,系统温降增加。实验条件下,系统温降最高达到23 K。随着转子马赫数的增加,系统压比和温降基本不变,预旋喷嘴流量系数不变,系统温降先增大后减小。系统温降主要由喷嘴温降决定,在不改变转子结构的前提下,优化预旋喷嘴可有效提高系统温降。

关键词：预旋供气系统高转速实验相似准则转子马赫数流量比温降压比预旋喷嘴

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基于叶栅型预旋喷嘴的计算方法研究

基于叶栅型预旋喷嘴的计算方法研究

中国航空学会第七届动力年会

作者：柴军生杨燕生中航工业沈阳发动机设计研究所

随着航空发动机推重比的不断提高,压气机压比和涡轮进口燃气温度程逐年上升的趋势。一方面是不断提高的燃气温度,另一方面是受压气机压比影响不断提高的冷却空气引气温度,这使得发动机中涡轮部件的工作环境变得越来越恶劣,超出了高压涡...

随着航空发动机推重比的不断提高,压气机压比和涡轮进口燃气温度程逐年上升的趋势。一方面是不断提高的燃气温度,另一方面是受压气机压比影响不断提高的冷却空气引气温度,这使得发动机中涡轮部件的工作环境变得越来越恶劣,超出了高压涡轮叶片金属材料所能承受的温度能力。目前航空涡轮发动机中高压涡轮叶片通过采用复杂的涡轮叶片冷却结构,使用耐高温的合金材料、在叶片外表面增加隔热涂层等方式,来提高发动机的可靠性、经济性,延长高温涡轮部件的使用寿命;另外一种非常有效的提高涡轮叶片冷却效果的方式,是通过提高冷却空气的品质来实现,即冷却空气在进入转动部件前,先经过一个预旋结构以降低转动部件感受到的温度,从而达到提高冷却空气的品质的目的,因此如何设计一个好的预旋结构及准确的进行预旋结构的流体动力计算就显得尤为重要了。本文针对发动机中普遍使用的叶栅型预旋结构,采用商业软件CFX对某种叶栅型预旋喷嘴流动进行了数值模拟计算;并根据两种叶栅型预旋喷嘴的试验结果,总结了叶栅型预旋喷嘴的流动特点。通过以上工作,确定了一种叶栅型预旋喷嘴流体动力、预旋温降及预旋结构设计计算方法,并编写了相应的计算程序。通过分析发现,叶栅型预旋喷嘴具有出口气流角变化小、总压损失系数小等特点。

关键词：

来源： cnki会议评论

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航空发动机复杂管路流动传热数值模拟研究

航空发动机复杂管路流动传热数值模拟研究

第十五届中国科协年会第13分会场：航空发动机设计、制造与应用技术研讨会

作者：柴军生沈毅李云单中航工业沈阳发动机设计研究所

采用商业CFD软件CFX,对发动机二次流管路内部流体沿程温度降低进行了数值模拟计算,计算模型由引气管管内流体、引气管管壁、外涵流体3部分构成。为寻找更节约计算时间的方法,本文分别采用外涵流动-管壁-管内流动耦合、管壁-管内流动耦... 详细信息

采用商业CFD软件CFX,对发动机二次流管路内部流体沿程温度降低进行了数值模拟计算,计算模型由引气管管内流体、引气管管壁、外涵流体3部分构成。为寻找更节约计算时间的方法,本文分别采用外涵流动-管壁-管内流动耦合、管壁-管内流动耦合两种计算方案对模型进行了计算分析,结果表明:两种计算方案计算得到的温降数值相差很小,后者更节省计算时间。考虑到计算结果的工程应用,还采用工程设计上的方法对引气管沿程温降进行了计算,并将工程化的计算结果和CFX计算结果做了对比分析。

关键词：航空发动机沿程温降数值模拟引气管耦合计算

来源： cnki会议评论

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航空发动机涡轮机匣表面换热规律研究

航空发动机涡轮机匣表面换热规律研究

第十五届中国科协年会第13分会场：航空发动机设计、制造与应用技术研讨会

作者：李云单柴军生沈毅中航工业沈阳发动机设计研究所

由于涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣,直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大,本文提出了采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式完成整个研究工作。基础研究采用了周期性扇段并对机匣结构进行了相应... 详细信息

由于涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣,直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大,本文提出了采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式完成整个研究工作。基础研究采用了周期性扇段并对机匣结构进行了相应的简化,获得了机匣表面换热经验关系式,验证试验采用某发动机部件,在接近发动机工况下对涡轮机匣表面经验关系式进行了验证。研究结果表明,基础研究获得的换热经验关系式在发动机部件中同样适用。本文采用的研究方法可以在其他类似的研究中借鉴使用。

关键词：航空发动机涡轮机匣换热规律基础研究试验验证

来源： cnki会议评论

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涡轮集气腔流动特性研究及流阻计算模型

推进技术 2017年第2期38卷 364-375页

作者：姚甜毛军逵蒋亮亮单文娟王海柴军生陆海鹰南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国商飞上海飞机设计研究院上海201102 中航工业沈阳发动机设计研究所辽宁沈阳110015

为了探究航空发动机涡轮集气腔的流动特性,对4个主进气口、双排125个出流孔的涡轮集气腔出口流量分配规律和流阻系数进行了实验研究,重点分析了进出口压比、集气腔腔室高度等参数变化带来的影响。研究发现,正对主进气口的出流孔流量最大... 详细信息

为了探究航空发动机涡轮集气腔的流动特性,对4个主进气口、双排125个出流孔的涡轮集气腔出口流量分配规律和流阻系数进行了实验研究,重点分析了进出口压比、集气腔腔室高度等参数变化带来的影响。研究发现,正对主进气口的出流孔流量最大,而紧邻其两侧的周向出流孔流量明显减小。随着出流孔周向位置远离主进气口,出流孔流量迅速恢复并基本维持一个定值。但是位于每2个主进气口间1/2周向夹角位置,会出现最小的出流流量。实验结果表明,尽管周向上局部出流孔出现了极大和极小出流流量,但其仅为进口总流量的9.34%和3.29%。在本文实验参数范围内,随着进出口压比、集气腔高度的增加,通过集气腔的空气流量均变大,但并没有改变周向出流孔的流量分配规律。两者相比,集气腔高度带来的影响明显微弱。最终本文拟合得到了流阻损失系数同集气腔几何参数、进/出口气动参数之间的经验关系式,并将其应用于开发的一维空气系统集气腔元件中,为后续空气系统的设计与优化提供依据。

关键词：空气系统涡轮集气腔流量分配流阻损失经验关系式

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基于叶栅型预旋喷嘴的计算方法

航空发动机 2013年第2期39卷 66-69,83页

作者：柴军生杨燕生中航工业沈阳发动机设计研究所沈阳110015

随着发动机涡轮前进口温度越来越高,设计好的预旋结构,并准确地进行预旋结构的流体动力计算尤为重要。针对发动机中普遍使用的叶栅型预旋结构,采用商业软件CFX对某种叶栅型预旋喷嘴流动进行了数值模拟计算;根据2种叶栅型预旋喷嘴的试验... 详细信息

随着发动机涡轮前进口温度越来越高,设计好的预旋结构,并准确地进行预旋结构的流体动力计算尤为重要。针对发动机中普遍使用的叶栅型预旋结构,采用商业软件CFX对某种叶栅型预旋喷嘴流动进行了数值模拟计算;根据2种叶栅型预旋喷嘴的试验结果,分析了叶栅型预旋喷嘴的流动特点,同时总结了1套关于叶栅型预旋结构的流体动力计算和预旋相关参数的计算方法,并编制了计算程序。结果表明:用该方法计算得到的预旋相关参数变化规律与真实物理特性相一致。

关键词：叶栅型预旋喷嘴计算方法航空发动机