大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征，基于三维彻体力模型的思想，开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大，转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低，在叶尖处衰减为最小值1.5%；在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高，在叶尖处达到最大值1.4%；进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%，而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%；总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势，而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

大涵道比涡扇发动机总压进气畸变数值模拟

基于数值缩放理念,以一台大涵道比涡扇发动机为研究载体,将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型进行有机结合,初步搭建了适用于分析复杂进气畸变对航空发动机整机流场特性影响的多维耦合计算模型。利用该多维耦合模型定量分析了稳态周向总压畸变及插板式总压畸变进气下发动机内部的流场特性。计算结果表明即便是进口单纯的方波周向总压畸变进气,在经过大涵道比风扇转子作用后在下游内外涵进口的畸变流场特征也将具有显著差异;在内涵进口形成的总压/总温复合畸变在四级增压级中均得到不同程度的衰减;插板式总压畸变进气下风扇转子进口近轮毂处受周向静压梯度驱动将产生一定程度旋流,并导致风扇转子出口轮毂处形成低压区。     

涡扇发动机进气畸变计算研究

基于经典平行压气机模型理论和某型涡扇发动机计算主程序,开发了能够模拟进气畸变对涡扇发动机稳定性和性能影响的计算模型,研究了进气总压畸变和总温畸变对风扇压比、效率、喘振边界线以及发动机推力、油耗的影响。数值计算结果表明,进气总压畸变和总温畸变使得风扇的压比减小、效率降低,喘振边界线下移以及发动机净推力减小、单位耗油率上升,降低了发动机的稳定性和性能。     

畸变进气对两级风扇稳定性影响的数值模拟

基于多级轴流压气机的逐级特性,建立了一种预估多级轴流压气机在均匀进气和周向畸变进气条件下的喘振边界的一维数值模拟方法。根据动态压缩系统模型,对一台两级风扇的喘振边界进行了数值预测,与基于李亚普诺夫理论的线化一维模型和试验结果的比较表明,该模型能较为准确地预估多级轴流压气机的喘振边界。对畸变进气条件下两级风扇稳定性进行的详细数值分析表明:进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减,进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减;反向总温总压组合畸变进气时,畸变衰减快稳定裕度损失小,而正向总温总压组合畸变进气时,畸变衰减慢稳定裕度损失大。     

进气畸变对涡扇发动机稳定性及性能影响

为评估进气畸变对涡扇发动机稳定性和性能的影响,发展了一种二维的计算方法,采用非定常、二维、无黏的积分型欧拉方程,沿发动机轴向、周向划分计算单元,通过时间推进法进行求解.某双轴混排涡扇发动机的分析结果表明:该方法可以获得进气畸变在发动机流道中的传递曲线,评估风扇、高压压气机等部件对畸变的衰减作用;通过对工作包线上典型工况点的分析,可判断各点抗总压、总温畸变的能力,确定受畸变影响较大的危险点;在给定的稳态总压畸变条件下,发动机推力下降、耗油率上升,其最大变化值为10.5％和11.7％.     

畸变进气时涡扇发动机整机环境下压缩部件气动稳定性评定

将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机地耦合,实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定,使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型。以某型涡扇发动机为例,计算比较了畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇和压气机稳定工作边界的异同,从计算结果可以看到,对于风扇,畸变进气条件下,无论在高转速,还是低转速时,同样的进口畸变度,发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小,即在发动机环境下评定风扇稳定性时,风扇对进气温度畸变不敏感,而在单独部件环境下评定时,风扇对进气畸变比较敏感。对于压气机,进口气流存在压力畸变时,采用高压涡轮导向器变化对压气机逼喘过程中,风扇的共同工作线向喘振边界靠近,而进口气流存在温度畸变时,逼喘过程中,风扇的共同工作线基本不变。     

民用航空涡扇发动机增压级后可调放气阀控制规律设计

现代民用航空发动机一般为大涵道比涡扇发动机,由于增压级无可调静子叶片,某些工况会造成低转速区域增压级流量与高压压气机不匹配,增压级共同工作线被迫抬高,从而造成增压级喘振甚至发动机超温。为了保证增压级的稳定工作,增压级下游通常装有可调放气阀(VBV)系统。本文从VBV放气控制方案设计流程出发,针对VBV放气量与阀门有效面积的关系及涡扇发动机在各运行状态VBV放气规律展开研究,定义了一种以低压相对换算转速N1R为主控参数,以及放气面积与高压相对换算转速转差比值A24/ΔN2R为修正系数的VBV控制规律设计方法,为民用航空涡扇发动机VBV控制规律设计提供了具体思路。     

大涵道比涡扇发动机几何面积调整研究

理论分析大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮导向器、内/外涵喷口面积变化对发动机整机性能及各部件的影响。采用大涵道比涡扇发动机总体稳态计算程序,在控制低压转子转速不变的条件下,计算上述部件单一几何面积变化对发动机推力、耗油率、转差、裕度、排气温度等总体性能参数的影响,及放大面积后风扇、增压级和高压压气机等压缩部件工作点及喘振裕度的变化趋势,为大涵道比涡扇发动机整机性能调试提供指导。     

涡扇发动机部件效率变化对共同工作的影响分析

以大涵道比涡扇发动机为研究对象,分析了风扇增压级、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮和燃烧室部件效率对涡扇发动机共同工作的影响。不同部件效率变化,不同的控制规律对部件的共同工作影响不同,有些参数变化方向相反。     

涡扇发动机部件效率变化对共同工作的影响分析

以大涵道比涡扇发动机为研究对象,分析了风扇增压级、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮和燃烧室部件效率对涡扇发动机共同工作的影响。不同部件效率变化,不同的控制规律对部件的共同工作影响不同,有些参数变化方向相反。     

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明:在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.      

压力温度组合畸变对发动机稳定性影响的数值研究

压力和温度组合畸变对某涡轮风扇发动机稳定性影响的数值研究表明,组合畸变中压力畸变和温度畸变的相对大小,决定了组合畸变对风扇或压气机稳定性影响的严重程度,压力畸变强度较大的组合畸变,对风扇的稳定性影响较大。组合影响系数表示发动机抗组合畸变的能力以及压力畸变和温度畸变之间的相互影响。当组合影响系数大于0时,相互影响加强,反之相互影响减弱。组合畸变对发动机稳定性的影响,不是压力畸变和温度畸变单独影响的简单相加,而是一种非常复杂的非线性关系。     

组合畸变对某型发动机稳定性的影响

压力和温度组合畸变对某涡轮风扇发动机稳定性影响的数值研究表明,该发动机的进口临界压力畸变强度和临界温度畸变强度分别为8.82%和8.60%,风扇的压力畸变敏感系数为2.608,高压压气机的温度畸变敏感系数为2.442.压力畸变和温度畸变的相对大小,决定了组合畸变对风扇或压气机稳定性影响的严重程度.压力畸变的相对最大强度峰值出现在风扇截面时,风扇首先失稳,反之则高压压气机首先失稳.组合畸变对发动机稳定性的影响,不是压力畸变和温度畸变单独影响的简单相加,而是一种非常复杂的非线性关系.     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出     

某风扇/增压级非设计点性能计算及进气畸变影响分析

在原流线曲率法程序的基础上, 增加了适用于高速风扇/压气机的双激波损失模型.真实地反映了高速风扇/压气机的实际工作状况, 提高了预测高速风扇/压气机非设计点性能的准确性, 完善了分析进气畸变对风扇/压气机性能及稳定性影响的准三维计算模型.针对一台外涵转子叶尖马赫数大于1.4的大涵道比风扇/增压级, 计算分析了其非设计点性能以及进气畸变的影响.计算结果与试验结果吻合较好, 精度可靠, 可应用于工程实际.