某型发动机滑油通风节流嘴流量-阻力特性试验研究

某型发动机后轴承腔采用了节流通风设计,通风腔节流嘴的阻力特性是发动机验证机试车选择首装节流嘴及后续调试的重要依据。对该型发动机可能使用的8种尺寸的节流嘴进行了阻力-流量特性试验,试验中模拟了发动机轴承腔中的油气混合流体介质。同时根据空气动力学原理,给出了估算发动机节流嘴壅塞状态下质量流量和体积流量的公式,并据此给出了在工程计算中初步估算所需节流嘴通径的方法。     

航空发动机轴承腔换热特性研究

轴承腔是航空发动机机械系统的重要组成部分,其换热特性对滑油系统热分析有决定性影响,为此,对航空发动机典型轴承腔的换热特性进行研究。以ANSYS有限元分析软件结合APDL语言,对典型轴承腔进行有限元建模,并对边界条件进行计算加载,得到了在不同供油量和滑油供油温度下的轴承腔换热特性曲线。采用本方法计算的轴承腔特性与发动机地面试车数据符合性良好,所得到的典型轴承腔换热特性曲线可简化滑油系统热分析,取得很好的系统计算结果。并开辟了通过提高轴承腔换热特性曲线精度而提高系统计算精度的研究途径。本文的计算方法及结果可为发动机整机试车及润滑系统设计提供参考。     

航空发动机滑油系统高空通风活门空中特性研究

为了准确掌握航空发动机自由通风滑油系统的空中工作特性,针对高空通风活门这一关键结构单元,进行详细的温度场模拟、压力平衡计算,并结合飞行数据的分析,总结归纳了高空通风活门完整的空中工作特性以及与结构参数的关联性,为航空发动机自由通风系统设计及高空通风活门的结构设计积累了工程经验。     

复杂旋转盘轴腔两相流动与传热数值模拟

研究了航空发动机空气系统和润滑系统中复杂的旋转盘腔和旋转轴腔内油气两相流动与传热的数值计算方法,分析了其流动传热特性.以典型小型涡扇发动机的风扇轮盘前腔、风扇轮盘后腔、轴流轮盘前腔、前轴承腔、相关连接气路等组成的多进口、多出口的旋转盘轴腔为对象,研究了用Mixture模型和Eulerian模型计算该系统的速度场、压力场、温度场的方法.结果表明:在相同的计算条件下,两种模型计算的速度场基本一致;两者计算的压力场只在轴流轮盘前腔略有差别,Eulerian模型计算的该腔压力约为Mixture模型计算值的93%;Mixture模型得到温度场较高,由Eulerian模型计算的前、后轴承温度分别约为Mixture模型计算值的93%和94%;Mixture模型计算经济性较好,其迭代一步所需时间约为Eulerian模型的63%.      

泛结构条件下轴承腔油气两相流动的模化方法

首先根据热力学、流体力学的基本定理对航空发动机轴承腔油气两相流动的相似性进行了数学推导,获得了弗劳德数、欧拉数、雷诺数、普朗特数和埃克特数等相似准则数,遵循系统几何相似和动力相似等相似准则建立了航空发动机泛结构及工况条件下轴承腔油气两相流动的模化模型;并对实际轴承腔及模化轴承腔的油气两相流场进行了数值求解,模化轴承腔与实际轴承腔无量纲速度、温度和压力分布一致性较好,支持了提出的轴承腔油气两相流动相似准则和模化方法的可靠性.泛结构条件下轴承腔油气两相流动模化方法对于指导轴承腔油气两相流动试验设计及推进理论分析向航空发动机工程设计转化都有一定的参考价值.     

航空发动机轴承腔热分析软件开发

为了对航空发动机轴承腔进行性能分析,研究了一种全新的、高效的发动机轴承腔热分析软件。软件以热网络算法为基础,将发动机轴承腔分解成由相应的典型元件和节点组成的热网络,采用温度节点和传热元件组成的网络来描述轴承腔。介绍了基于面向对象程序设计语言Delphi技术的发动机轴承腔热分析软件的设计与开发技术。软件前台采用图形建模方式生成计算网络,后台采用了网络自动识别技术,方便了复杂网络的建立,并结合Delphi,建立了一个以桌面数据库为支撑的可视化应用系统体系。     

工作参数对航空发动机轴承腔内二相流动的影响

作为航空发动机润滑系统油气二相流的重要区域,主轴承腔的工作参数对内部二相流动的影响对于发动机润滑系统设计具有重要意义。利用DPM壁面液膜模型,采用CFD方法对某型发动机轴承腔简化模型内油气二相流进行了数值计算,计算结果与现有试验数据符合良好;给出了轴承腔在不同主轴转速及不同滑油流量下油膜厚度、空气和油膜速度的分布以及出口速度变化规律。     

航空发动机轴承腔内油气两相分布数值计算

主轴承腔是航空发动机润滑系统油气两相流的重要区域,了解滑油及密封空气在腔内的分布预测对于认知腔内两相流动具有重要的意义。利用VOF数值计算模型对某航空发动机轴承腔简化模型内油气两相流进行了数值计算,定义无量纲数β^＋用来分析腔内两相分布。计算结果与现有实验数据符合良好。给出了滑油在腔内的相界面分布,描述了腔内的油膜分布及运动,并且分析了无量纲数β＋在腔内周向分布及出口处随着转速及滑油进口流量的变化规律。     

航空发动机轴承腔油气两相流动特性及改进研究

为了研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性，改善滑油回油效果，建立了基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型，针对轴承腔的通风结构和回油结构提出了三种改进方案，对不同工况下常规轴承腔和三种改进方案流动特性和回油特性进行深入分析。研究结果表明，将常规轴承腔通风结构进行嵌入(Embed)改进后，滑油被嵌入的通风口壁面阻挡，从通风口流出的滑油量减小，回油效率明显提升；将常规轴承腔回油结构进行斜坡(Slope)改进后，回油口右侧滑油堆积区消失，腔内滑油体积分数减小，回油效率明显提升；组合改进方案(ES)能够兼顾嵌入和斜坡改进方案的优势，回油效率进一步提升。相比常规轴承腔，当滑油流量为200L/h，转速为15000r/min时，嵌入、斜坡和组合改进方案回油效率分别提高了16.47%,13.02%和32.81%。     

轴承腔热分析通用软件的开发与应用

为满足航空发动机设计需求,开发了一种全新的航空发动机轴承腔热分析通用软件。软件基于可视化图形建模技术与热网络算法,通过构建轴承腔热网络模型图来完成热分析计算,具有良好的通用性与适用性。软件前台是采用DELPHI编写的图形界面,可以完成图形建模、参数输入与输出;后台是基于热网络法建立的各节点热流平衡方程组,通过FORTRAN编写的主程序进行热分析计算。软件能够获得轴承腔细致的温度场分布以及热状态变化规律,通过与试验数据对比,软件具有良好的计算精度。     

机动过程中飞机通气系统性能计算研究

 燃油箱通气性能计算是通气系统设计过程中的一个重要环节。对某型飞机的通气系统进行了分析，在网络算法和时间微分法的基础上，研究了通气系统供油油箱组和非供油油箱组内空气压力的计算模型，并给出了飞机机动过程中油箱组通气的模拟方法。针对某型飞机油箱通气系统，模拟了某一特定机动过程下，各油箱组内空气压力的变化过程，计算结果用于该机通气系统性能的验证，效果良好。     

航空发动机滑油通风系统性能计算仿真

采用自主研发的航空发动机滑油通风系统性能分析软件,对某型发动机通风流路进行了数值仿真。数值仿真以流动换热的网络算法为基础,经过结构分析,构建了通风流路仿真元件与节点组成的网络仿真模型。在给定实验条件下,数值仿真了稳态情况下通风流路腔室节点的压力,各密封装置泄漏量的分配。最终的仿真结果与实验参考值的误差在l％以内,验证了数值仿真方案的精度。     

某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

为确定某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障原因,应用大型结构分析程序Ansys研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系,选择合适的有限元分析模型.对不同装配紧度条件下的篦齿盘进行了振动频率、相对振动应力计算和行波共振分析,并与试验结果进行了对比.通过空气系统流路与结构特点分析,确定了影响篦齿盘振动的激振因素为低压涡轮轴孔、中介机匣支板和喷嘴.根据篦齿盘动力特性结合静强度计算结果分析认为故障产生的原因是由于均压孔孔边静应力水平较高,在振动应力叠加作用下产生高周疲劳破坏.并对后续使用提出了建议.     

加油控制失效时飞机通气系统性能计算

飞机地面压力加油系统通气能力计算是飞机燃油系统设计的重要环节.基于流体网络算法,给出了飞机地面压力加油系统和通气系统的计算模型,并对某型飞机地面压力加油控制失效时,油箱通气系统的通气能力进行了计算,获得了油箱承受的压力.通过计算结果与最大压力限制的比较,验证了地面加油通气系统的通气能力.模型对飞机地面压力加油通气系统的设计具有指导意义.     

Experimental studies of lubricant flow processes in radial lemon bore plain bearings

We present the experimental results of studying the pressure fields in the hydraulic duct and throttling characteristics in the radial double-center reversing plain bearing having a chamber and a recess made on its working surface. It is established that the zones of lubricating film rupture appear in the bearing elements when there exist eccentricity and shaft rotation.     

新型增压预防机构的设计与研究

设计一套新型的增压预防机构,实现了监测舱门闩锁机构、增压预防、快速泄压、机构破损安全、2 psi锁定、破冰多项功能。利用Adams软件对增压预防机构进行动力学仿真,满足动力学要求。在动力学仿真的基础上对增压预防机构做了静强度分析,结果满足设计要求。研究成果表明该新型增压预防机构设计方案可行,既减轻了机构的重量,又增加了机构的安全性。所给出的完整的民用飞机舱门增压预防机构设计流程,为今后民用飞机舱门增压预防机构设计提供了必要的技术依据。     

一种解决低转速下漏油的流量管理阀

针对航空发动机在低转速下轴承腔出现的漏油问题,深入分析了航空发动机在低转速下产生漏油问题的原因.提出了一种解决航空发动机低转速下轴承腔的漏油问题的有效方法,即设计一种应用在后轴承腔供油路上的流量管理阀.开展了流量管理阀打开压力及流阻特性试验,试验表明:流量管理阀的打开压力和流阻特性满足航空发动机低转速下既向轴承腔少量供油以对轴承进行润滑又防止轴承腔内供油过多而导致漏油的设计要求.研究方案可为解决航空发动机低转速下轴承腔漏油问题提供设计参考.      

高速角接触球轴承腔内气液两相流模拟分析

基于轴承腔内气液两相流流动模型,采用VOF方法和MRF模型对高速角接触球轴承简化模型内润滑油的流动特性进行数值计算,获得腔内速度、压力以及润滑油分布情况。分析轴承转速和润滑油进口流量等参数对油液体积分数的影响,以及轴承腔内润滑油的流动轨迹和润滑油进入腔内的影响机理。结果表明:轴承高速转动阶段,润滑油在滚动体和保持架的搅动作用,在腔内局部形成漩涡不利于润滑油的流动;轴承腔内两相流场的环间压力具有周期性特点,喷射润滑油很难穿过环间压力进入腔内;腔内油液体积分数随轴承转速的升高而降低,随供油量的增加而增加,呈非线性关系;喷射角度对环间油液体积分数和滚道油液体积数的影响很大,选择合适的喷射角度能够得到更好的润滑效果。该研究结果对高速轴承润滑设计提供了一定的参考依据。      

混合式动压气体轴承结构优化与可靠性分析

通过将径向、止推螺旋槽动压气体轴承相结合,建立了混合式动压气体轴承的润滑分析模型。阐述了其结构特点与润滑机理,建立轴承无量纲稳态Reynolds控制方程。提出混合式动压气膜压力耦合计算方法,推导气膜压力差分表达式,定义边界条件,构建气膜压力分布的数值计算方法。以最大径向承载力为目标优化结构参数。基于最优结构参数建立轴承气膜有限元模型,运用CFD分析轴承转子系统受不同冲击载荷时径向稳定性变化规律,研究混合式动压气体轴承动态特性与可靠性。搭建混合式动压气体轴承试验台,验证数值计算方法和有限元仿真分析的正确性。结果表明:提出的压力耦合计算方法可以准确地计算分析稳态气膜压力分布、承载力和承载性能,有限元仿真能更好地模拟动态流场变化,计算分析动态承载力、动态特性系数和稳定性。高转速下混合式气体轴承承载力、稳定性较好,对单向阶跃力、单向矩形力的抗冲击能力强,可靠性强。混合式动压气体轴承在优化承载性能与刚度的同时,应考虑抗冲击特性和稳定性以提高轴承的综合性能。