暖机对涡扇发动机加速过程中压气机叶尖间隙影响分析

为了研究涡扇发动机暖机程序是否合理,分析了暖机与不暖机对发动机加速过程中压气机叶尖间隙变化造成的影响,并进行了两种情况下变化规律的对比分析。建立了转子模型,在综合考虑转子离心载荷与温度载荷基础上,运用该发动机暖机与不暖机情况下台架测试数据绘制载荷谱,并基于Workbench平台采用热—固耦合分析方法对加速过程中发动机转子径向位移进行仿真计算。根据转子径向间隙计算模型,利用仿真结果计算获得暖机与不暖机情况下的叶尖间隙。结果表明,充分暖机后的压气机叶尖间隙值明显小于不暖机情况下的间隙值,相对原始装配间隙,两者在慢车状态时相差19.86%,在最大加力状态相差8.04%,且加速过程中叶尖间隙变化规律均为随时间增加而不断减小,在慢车至中间状态过程中迅速减小,在加力过程中缓慢减小。     

高压压气机径向间隙分析

针对航空发动机高压压气机,综合考虑气动载荷、离心力载荷、温度载荷耦合作用,建立了压气机径向间隙分析模型,获得了3个典型工况下的流场特征以及叶片的变形、应力分布,高压压气机转子叶尖径向间隙沿轴向变化的分布规律以及轴流压气机转子与机匣的间隙范围.计算结果显示在设计点和转速最高点,斜流压气机转子叶尖与机匣发生碰磨,与试验结果一致,验证了计算方法的正确性,也为建立合理有效的压气机径向间隙分析方法提供了思路.     

航空发动机核心机全三维数值仿真方法研究

利用流体分析软件ANSYS CFX,对航空发动机核心机进行了全三维流场数值仿真。采用出口边界模拟压气机级间引气和燃烧室二股气流流路,以及源项方法模拟涡轮叶片冷却喷射。考虑了压气机空腔效应、各叶片的端壁倒圆、转子叶片叶尖间隙等细节结构;燃烧室按照燃油喷雾模型计算化学反应。通过计算获得了核心机进口导流盆、压气机、燃烧室、涡轮及喷管的气动性能;分析整理出了部件各项参数沿径向的分布,获得了核心机推力,并与试验结果进行了对比。通过研究,初步校验了航空发动机核心机全三维数值仿真的可行性,为航空发动机整机全三维数值仿真奠定了技术基础。     

压气机试验叶片注塑变形主工艺参数分析研究

航空发动机压气机低速模拟实验台所用树脂叶片注塑成型过程复杂,叶片成型精度由模腔和工艺参数决定。为探索工艺参数及其交互作用对叶片成型精度的影响规律,提出并研究了压气机叶片注塑变形主工艺因素的二次分析方法。首先基于析因试验研究了熔体温度、模具温度等工艺参数对叶片成型变形的影响,揭示了对叶片变形影响显著的工艺参数及其交互作用;再基于响应面方法分析了各主工艺参数及其交互作用对叶片变形的影响规律。仿真试验结果表明,保压时间、熔体温度与保压时间的交互作用等是影响叶片变形的显著因素。     

航空发动机压气机径向间隙设计方法研究

简述了航空发动机压气机径向间隙控制的意义、作用,以及径向间隙设计选择的依据。对发动机压气机径向间隙的计算方法进行了研究,提出了更加完善的径向间隙设计方法。采用该方法对某发动机压气机径向间隙进行了设计,具体分析了影响径向间隙的因素及其变化规律。试验验证表明,使用该方法能获得安全可靠的压气机径向间隙。     

轴流压气机大小叶片特性试验

介绍了轴流压气机大小叶片技术概况及国内外研究现状, 简述了国内在涡轴发动机上应用此项技术的研制历程.通过进行部件试验和整机试验, 对采用大小叶片技术后发动机性能的改善进行了分析.试验结果表明:采用新型轴流压气机后, 发动机流量增加7.27%, 功率提高20.79%, 耗油率反而降低2.67%, 充分验证了大小叶片技术的有效性.采用大小叶片这种先进的气动布局方案的轴流压气机, 能够较大幅度提高发动机的性能, 具有广阔的应用前景.      

压气机树脂叶片注塑成型翘曲变形控制参数设计

针对航空发动机压气机低速试验台所用树脂叶片注塑成型翘曲变形问题,提出了基于正交试验的注塑参数优化方法,通过建立注塑翘曲的数学模型,数值注塑模拟仿真、正交试验优化注塑参数及仿真试验验证,可有效减小压气机用树脂试验叶片的翘曲变形量,达到控形的目的.     

压气机树脂叶片注塑模具型腔反变形优化技术

针对航空发动机低转速研究用压气机试验台所用树脂叶片注塑成型控型的难题,提出并研究了树脂叶片注塑模具型腔反变形优化方法.首先,基于反变形原理,建立模具型腔反变形优化数学模型;通过数值模拟得到叶片注塑位移场,进而对模具型腔进行优化;最后,通过仿真实验验证,所提优化方法可有效提高压气机验证叶片的制造精度.     

倾斜叶片在某型发动机上的初步应用

在解决某型发动机高、低压压气机匹配过程中, 低压压气机出口静叶先后采用径向和周向倾斜叶片, 其试验件分别命名为 B型和 B1型。本文简要介绍了倾斜叶片的设计, 两种试验件在全台发动机串装试验情况, 以及对测量数据的对比分析。实践表明, 倾斜叶片在改善根部性能和控制端壁流动等方面极为有效。      

高压涡轮瞬态叶尖径向运行间隙计算分析

为了改善现代航空发动机整体性能和可靠性,将热分析和结构分析耦合起来,以航空发动机从地面启动到巡航这一过程为研究对象,对涡轮转子进行瞬态叶尖径向运行间隙计算分析。在计算中考虑了材料、温度和离心载荷的非线性,以及惯性力和温度的复杂的边界条件,分别对叶片、轮盘和机匣的变形进行计算和分析,进而得出涡轮叶尖径向运行间隙的变化规律以及与试验相符合的计算结果。该计算分析方法为涡轮叶尖径向运行间隙的概率分析和优化设计奠定了基础。     

某微小涡喷发动机压气机减重设计研究

提高航空发动机的推重比,使发动机最大程度实现轻量化,对微小涡喷发动机压气机的减重设计具有重要意义。对某实心压气机开展有限元计算,得到应力、变形等重要强度考核数据,作为减重优化的设计约束空间。在此基础上,借助等强度结构高强度、高刚度特性,对离心压气机盘的实心部分进行减重优化设计。对比优化前后压气机的承受载荷能力。结果表明:在Mises等效应力小幅增加、叶尖径向位移不显著增加的条件下,压气机减重可达20.3%。     

基于动态边界的跨声速压气机过渡态载荷研究

针对航空涡轮发动机压气机部件的过渡态,基于动态边界并结合双向流固耦合（FSI）方法模拟了跨声速压气机NASA Rotor 67的过渡态过程,获得了考虑叶片弹性变形的压气机过渡过程特性曲线,研究了叶片气动弹性变形对跨声速压气机加速过程中气动参数、流场激波结构演变过程的影响,分析了加速过程中非定常气动载荷与离心载荷共同作用下的叶片变形特征。结果表明:随转速升高,叶片变形对上半叶高区域的总压比和总温比的影响较显著;加速过程中,叶片变形对通道内激波结构特征及其演变有一定的影响;叶片变形主要集中在上半叶高,以弯曲变形为主导,主要由离心载荷造成,加速过程中叶尖区域的叶型出现反扭现象,从而引起压气机气动性能参数的变化。      

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究

数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明:在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流,它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发,从叶根向叶顶发展,并在叶顶聚集.随着雷诺数下降,该附面层径向涡的作用范围不断增大,在叶顶形成大面积分离区,在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前,该分离区产生的通道阻塞起主导作用,成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素.      

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

离心叶轮与扩压器相互干扰数值模拟

采用定常与非定常数值模拟方法,对某小型离心压气机进行数值计算,首先比较了定常结果与非定常时均结果的特性;然后结合离心叶轮出口和径向扩压器进口典型位置非定常压力脉动的频域特性,研究了离心叶轮与扩压器之间的转静干涉作用;最后着重分析了离心叶轮带与不带分流叶片对径向扩压器进口压力脉动频率特性的影响。结果表明:在相同流量下,非定常时均结果的压比偏高约3.7%,效率偏高0.1%;在带有分流叶片的离心压气机中,离心叶轮叶片出口与扩压器叶片进口的脉动除了叶片通过频率的非定常脉动外,分流叶片尾缘会产生与之强度相当的2倍叶片通过频率的非定常压力脉动。同时,分流叶片会对径向扩压器进口产生更强的0.5倍叶片通过频率非定常压力脉动,这些频率的非定常压力脉动很可能会对离心压气机叶片的疲劳强度造成影响。     

风扇叶片叶尖扭转特性试验研究

为研究风扇叶片叶尖扭转特性,基于叶尖定时技术,建立一种发动机运行状态动态测量叶片叶尖弹性变形角的试验方法,在压气机试车台对小涵道比双级风扇试验件一级转子叶片不同工况下叶尖扭转特性开展了试验研究。试验结果表明：叶尖弹性变形角表现为随着转速升高而变大及随着特性线向失稳区移动而变大的特点,在100%换算转速近喘点达到本次试验风扇稳定工作状态的最大值1.25°。可变进口导叶（VIGV）角度仅在喘振边界附近对叶尖弹性变形角影响较大。在90% 转速、VIGV角度为-5°喘点处,叶尖弹性变形角出现大幅振荡,经估算,1号叶片喘振前扭转振幅为0.18°,喘点处扭转振幅为1.05°,退喘后扭转振幅为0.11°,通过监测弹性变形角测量叶片振动具有可行性。     

涡轮叶片裂纹故障的3维叶尖间隙变化特性分析

为了分析涡轮叶片裂纹故障的3维叶尖间隙动态变化特性,以3维叶尖间隙动态测量试验台上的模拟涡轮转子为研究 对象,建立了涡轮叶片3维叶尖间隙的有限元分析模型;采用数值仿真分析方法分别深入地分析了无裂纹涡轮叶片和不同长度裂 纹叶片3维叶尖间隙的动态变化特性。结果表明：对于无裂纹涡轮叶片,气动载荷会导致其发生弯曲变形,进而,导致轴向偏转角 呈先增大后减小的变化趋势,周向滑移角则逐渐减小,并且气动载荷对轴向偏转角和周向滑移角的影响比对径向间隙的影响更为 显著;对于有裂纹涡轮叶片,在气动载荷、离心载荷、叶片尾缘裂纹故障以及叶片自身形态等多种因素的共同影响下,导致径向间 隙呈现逐渐增大,而轴向偏转角和周向滑移角均呈现逐渐减小的变化趋势。     

叶尖间隙测量技术在离心压气机试验件上的应用

主要介绍了电容式叶尖间隙测量系统的各组成部分,间隙测量设备在离心压气机试验件上的安装方式和标定方法。通过对离心压气机试验件的叶尖间隙进行实时监测, 获得了离心叶轮进口、中间和出口截面叶尖间隙随转速增加而减小的关系,保证了试验的安全性和试验件的完整性。分析叶尖间隙和转速关系可以为后续减小叶尖的冷态间隙和优化离心叶轮叶尖流道和叶轮外罩流道提供试验数据支持,叶尖间隙测量技术在离心压气机试验件上的应用为确定最佳的叶轮间隙及以后的型号研制提供了重要的数据支持。      

考虑端区黏性和径向掺混的流线曲率通流算法研究

高负荷多级压气机的技术难点之一在于如何快速、完整、准确地获得全工况下叶片前尾缘气动参数分布和整机特性结果,而通流计算凭借速度快、指向性明确的优点,一直是多级压气机设计的核心技术。为了提高通流代码的适用范围和预测精度,推导了统一适用于轴流、斜流、离心压气机的流线曲率方程,引入端区黏性和径向掺混模型,应用Fortran语言针对轴流压气机全新开发了其通流特性计算程序,对NASA Rotor37、Rotor67转叶和GY1-2J压气机进行了计算,计算结果表明:新模型的加入提高了程序的计算精度,初步验证了程序的有效性。并提出提高程序的通用性是今后通流计算的发展方向。