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低压涡轮在工作剖面内的多学科耦合仿真

工程热物理学报 2024年第5期45卷 1374-1384页

作者：张云达邹正平姚李超北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206

在涡轮的典型工作剖面内,采用计算流体力学和两种多学科耦合求解方式对某二级低压涡轮部件进行仿真,比较不同求解方式所预测的涡轮气动热力参数之间的差异,分析工作剖面内局部几何的形变规律以及局部形变对流场的影响,结果表明:多学科... 详细信息

在涡轮的典型工作剖面内,采用计算流体力学和两种多学科耦合求解方式对某二级低压涡轮部件进行仿真,比较不同求解方式所预测的涡轮气动热力参数之间的差异,分析工作剖面内局部几何的形变规律以及局部形变对流场的影响,结果表明:多学科耦合作用对低叶高位置叶型负荷分布产生一定的影响,具体影响规律与不同工况密切相关。考虑固体域热传导和形变的多学科耦合求解方式所预测的效率值更高。随着涡轮功率的提升,级间轮缘间歇和封严篦齿间隙的改变会导致更多封严冷气聚集在前腔中,影响盘腔内的流动结构,削弱了燃气入侵现象,实现盘腔内更好的冷却和封严效果。

关键词：多学科耦合低压涡轮工作剖面

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基于油冷叶片的涡轮叶间燃烧性能研究

航空动力学报 2024年第6期39卷 143-153页

作者：卿黎明朱剑琴程泽源北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

为进一步提升航空燃气涡轮发动机性能,提出一种高压涡轮叶间燃烧的结构,采用叶片油冷后的高温燃油喷入叶间通道燃烧,利用径向槽(radial vane cavity,RVC)稳定火焰,以涡轮导向叶片C3X为叶间燃烧叶片模型,数值研究了径向槽尺寸(深长比为0.... 详细信息

为进一步提升航空燃气涡轮发动机性能,提出一种高压涡轮叶间燃烧的结构,采用叶片油冷后的高温燃油喷入叶间通道燃烧,利用径向槽(radial vane cavity,RVC)稳定火焰,以涡轮导向叶片C3X为叶间燃烧叶片模型,数值研究了径向槽尺寸(深长比为0.4~0.6)、油气比(0.007~0.0105)和燃油温度(300~500 K)对叶间燃烧性能的影响。结果表明:径向槽深长比为0.5时获得最佳燃烧效果,由燃烧引起的热阻损失在7%左右,可实现在叶间的近似等温燃烧;叶间燃烧性能随油气比增大而降低,油气比为0.007时距叶片出口20 mm处燃烧效率达到98.86%;高温燃油在叶间通道内燃烧性能要明显优于低温燃油的燃烧性能,在叶片出口处燃烧效率提升约13%。相关结论可为叶间燃烧技术的发展提供参考。

关键词：涡轮叶间燃烧油冷叶片高温燃油径向槽燃烧性能超紧凑燃烧

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涡轮动叶背侧不同叶高处异型孔气膜对比

航空动力学报 2024年第5期39卷 62-70页

作者：王磊李海旺谢刚周志宇北京航空航天大学能源与动力工程学院北京102206 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京102206

采用数值仿真的方法对比研究了涡轮转子叶片背侧不同叶高位置处的圆柱孔、扇形孔和簸箕孔三种孔型气膜冷却的差异。气膜孔位于吸力面17.8%流向位置,并分别在10%、30%、50%、70%和90%叶高位置各设有一个气膜孔,三种孔型的圆孔段直径均为0... 详细信息

采用数值仿真的方法对比研究了涡轮转子叶片背侧不同叶高位置处的圆柱孔、扇形孔和簸箕孔三种孔型气膜冷却的差异。气膜孔位于吸力面17.8%流向位置,并分别在10%、30%、50%、70%和90%叶高位置各设有一个气膜孔,三种孔型的圆孔段直径均为0.8 mm。研究在600 r/min转速(对应旋转雷诺数为536 000)条件下开展并获得吹风比为0.50、0.75、1.00、1.25和1.50条件下的气膜冷却效率分布。研究结果指出:不同叶高位置处的气膜尾迹受叶根通道涡和叶顶泄漏流的影响呈现不同程度地向中间叶高位置偏转的趋势,因此不同叶高位置处的气膜尾迹内的涡对结构不对称的特征也不同。随着吹风比的增加,出现最大气膜冷却效率的叶高位置逐渐向叶顶方向移动。使用扇形孔和簸箕孔可以削弱冷却射流在气膜孔出口位置的法向动量,提升了气膜的附壁性和气膜冷却效率。

关键词：气膜冷却涡轮动叶吸力面叶高位置异型孔吹风比

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涡轮动叶吸力面气膜冷却径向差异对比

航空动力学报 2024年第4期39卷 215-223页

作者：王磊李海旺谢刚周志宇北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

数值仿真研究了不同吹风比和旋转雷诺数条件下涡轮叶片吸力面不同叶高位置处气膜冷却效率分布的差异。研究涉及5个直径为0.8 mm的圆柱孔,气膜孔处于涡轮叶片吸力面17.8%流向位置处,并分别处于10%、30%、50%、70%和90%叶高位置处。研究在... 详细信息

数值仿真研究了不同吹风比和旋转雷诺数条件下涡轮叶片吸力面不同叶高位置处气膜冷却效率分布的差异。研究涉及5个直径为0.8 mm的圆柱孔,气膜孔处于涡轮叶片吸力面17.8%流向位置处,并分别处于10%、30%、50%、70%和90%叶高位置处。研究在400、600 r/min和800 r/min转速下进行,分别对应旋转雷诺数357000、536000和715000。研究涉及5个吹风比:0.50、0.75、1.00、1.25和1.50。研究结果表明:靠近叶根处的气膜受叶根通道涡影响明显向叶顶方向偏转。不同叶高位置处的气膜冷却效率分布存在明显差异。旋转给冷却射流带来附加离心力和哥氏力的作用,使得吹风比和旋转雷诺数的增加对不同叶高位置的气膜尾迹偏转产生不同影响。旋转雷诺数对不同叶高位置的气膜冷却影响存在差异。

关键词：气膜冷却涡轮动叶吸力面不同叶高位置吹风比旋转雷诺数

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基于双层壁冷却结构的综合冷效数值解耦研究

航空动力学报 2024年第5期39卷 71-79页

作者：刘润洲李海旺由儒全黄毅陶智北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京102206 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京102206

采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷... 详细信息

采用数值解耦的方法,定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现,吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时,综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游,而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累,在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1时,孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。

关键词：综合冷效气膜冷却内部冷却解耦吹风比平板模型

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基于肋条切除的尖区旋涡演化调控研究

工程热物理学报 2024年第5期45卷 1314-1323页

作者：陈凯来张伟昊王宇凡蒋首民陈云马广健北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

叶尖端区各种旋涡的演化对涡轮气动性能有较大影响,本文采用数值模拟的方法,通过肋条部分切除的方式对尖区旋涡的控制进行了研究。结果表明:切除前缘吸力侧肋条使泄漏流与通道涡掺混,能延迟泄漏涡的形成并抑制通道涡在下游的发展,涡轮... 详细信息

叶尖端区各种旋涡的演化对涡轮气动性能有较大影响,本文采用数值模拟的方法,通过肋条部分切除的方式对尖区旋涡的控制进行了研究。结果表明:切除前缘吸力侧肋条使泄漏流与通道涡掺混,能延迟泄漏涡的形成并抑制通道涡在下游的发展,涡轮级效率有小幅提升;切除尾缘吸力侧肋条使凹槽腔内流体卷入泄漏涡,能补充泄漏涡的动量从而减小泄漏涡的破碎损失,涡轮级效率提升明显。

关键词：轴流涡轮泄漏流动肋条切除旋涡控制

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端壁移动对悬臂静子气动性能的影响

航空动力学报 2024年第4期39卷 193-204页

作者：安广丰范竹于贤君刘宝杰北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

为了探究端壁移动对悬臂静子性能的影响,对轮毂移动与否、轮毂移动速度大小以及移动轮毂情况下间隙大小对某一低速轴流压气机悬臂静子内部流动及压气机性能的影响进行了详细的研究。结果表明,随着端壁移动速度的增加或者端壁移动情况下... 详细信息

为了探究端壁移动对悬臂静子性能的影响,对轮毂移动与否、轮毂移动速度大小以及移动轮毂情况下间隙大小对某一低速轴流压气机悬臂静子内部流动及压气机性能的影响进行了详细的研究。结果表明,随着端壁移动速度的增加或者端壁移动情况下叶根间隙的减小,静子近轮毂区域的流动堵塞/流动损失减小、压气机性能得到提升,造成这一现象的主要原因是端壁移动情况下二次流的消失以及参与掺混的泄漏流流量的减小;端壁移动也会影响静子进口流场,进而影响转子的特性,但相对于对静子特性的影响,转子特性的变化幅值较小。

关键词：端壁移动悬臂静子气动性能泄漏流轴流压气机

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物理信息神经网络代理求解燃烧反应动力学

工程热物理学报 2024年第6期45卷 1872-1881页

作者：张世红张弛王柏森北京航空航天大学航空发动机研究院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

现阶段基于神经网络构建化学反应动力学的代理模型被认为是加速燃烧数值计算的重要方法。纯数据驱动神经网络长期存在过于依赖数据采样、鲁棒性和泛化性难以保证等问题。为此,本文在训练化学反应动力学代理模型时引入了质量作用定律、... 详细信息

现阶段基于神经网络构建化学反应动力学的代理模型被认为是加速燃烧数值计算的重要方法。纯数据驱动神经网络长期存在过于依赖数据采样、鲁棒性和泛化性难以保证等问题。为此,本文在训练化学反应动力学代理模型时引入了质量作用定律、质量守恒、能量守恒、元素守恒等物理信息的约束。在零维自燃和二维本生灯火焰的数值计算中,物理信息神经网络在保证2.0~4.7倍加速比的同时,抑制了神经网络代理模型的预测偏差,并且根据输运方程源项误差的理论估计给出了降低代理模型误差、提高模型鲁棒性的相关建议。

关键词：燃烧反应动力学物理信息神经网络源项误差

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椭圆锥孔对导叶前缘冷效的影响及优化

航空动力学报 2024年第9期39卷 266-274页

作者：江艳李海旺谢刚周志宇北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

采用数值仿真方法对椭圆锥孔在高压涡轮导叶前缘的气膜冷却效率进行了探究,分析对比了椭圆柱孔的两个结构参数流向扩张角和径向扩张角对前缘气膜冷却效率的影响,且分别在流向扩张角为0°~18°和径向扩张角为0°~16°范围内对椭圆锥孔进... 详细信息

采用数值仿真方法对椭圆锥孔在高压涡轮导叶前缘的气膜冷却效率进行了探究,分析对比了椭圆柱孔的两个结构参数流向扩张角和径向扩张角对前缘气膜冷却效率的影响,且分别在流向扩张角为0°~18°和径向扩张角为0°~16°范围内对椭圆锥孔进行了优化。结果表明:流向扩张角为1.4°且径向扩张角为11.1°时的椭圆锥孔表现出最高的气膜冷却效率,其相较于圆柱孔的冷却效率提升了147.5%,且椭圆锥孔的结构参数随气膜冷却效率的变化规律可拟合成四次方函数关系,当径向扩张角很小时,气膜冷却效率随流向扩张角增大,反之,气膜冷却效率基本随流向扩张角增大而减小;当流向扩张角较小时,气膜冷却效率大致随径向扩张角的增大而先增后减,当流向扩张角较大时,气膜冷却效率基本保持不变或呈现一个较小的增幅。

关键词：气膜冷却效率异型孔扩张角高压涡轮导叶前缘