晶向对DD3单晶叶片固有频率的影响

分析了晶向对某DD3单晶涡轮叶片固有频率的影响规律。用有限元法分析了该叶片的前 6阶静频和 4 5 0 0 0r/min工作转速下该叶片的前 6阶动频在上述晶向范围内的变化规律。通过分析发现 ,第二欧拉角对该叶片的低阶固有频率影响较大 ;而第一、三欧拉角对该叶片的高阶固有频率影响较大 ;当第二欧拉角为 0°时 ,叶片固有频率随第一或第三欧拉角增大而周期性变化 ,每 90°为一个周期 ;在高温工作状态 ,因存在由弹性模量下降引起的结构软化和由离心力作用引起的结构刚度加强 ,使叶片的动频在量值上与静频相当 ,且晶向的影响减弱。     

基于非线性重构的跨声速压气机叶片静气动弹性分析

工作状态的压气机转子叶片在气动力及离心力作用下会发生变形,准确的叶片构型预测对于压气机性能分析和检验具有重要意义。为研究叶片气弹变形对压气机气动及结构参数的影响,采用非线性叶型重构方法获得了Stage 37转子叶片在不同工况下的热态构型。在计算叶片变形时,计入了叶片受力载荷随构型变化的非线性特征以及叶片的变刚度特性,叶片受力载荷与刚度矩阵随叶片构型同步更新。考察了不同工况下热态叶片的变形规律,研究表明:叶型重构方法可有效提高压气机气动性能的预估精度。设计转速下,热态叶片的堵塞流量及近失速点压比较冷态叶片分别增加1.2%和0.24%,叶片变形对气动特性的影响随转速增加而增强。离心力对叶片变形起主要作用,然而气动力的压力反扭作用不可忽略,设计转速下近失速点反扭角较堵塞点增加了14.7%。计算跨声速转子热态叶片构型时,需考虑离心力和气动力的综合作用。     

典型使用条件对发动机涡轮叶片蠕变寿命消耗的影响研究

为开展发动机涡轮叶片使用寿命监视及掌握典型使用条件对高压涡轮叶片蠕变寿命消耗的影响规律,利用发动机性能仿真程序与使用载荷多场耦合分析方法建立了涡轮叶片寿命消耗综合分析模型,并通过引入寿命消耗因子,定量给出了飞行高度、环境温度、飞行马赫数、高压转子转速等使用条件对涡轮叶片温度与应力以及蠕变寿命消耗的影响规律。结果表明,各使用因素均对涡轮叶片的蠕变寿命消耗具有较大影响,其中以高压转子转速的影响最大,转速升高1%其对数寿命消耗因子升高约0.4。     

发动机涡轮叶片断裂分析和预防

一、概述涡喷六发动机Ⅱ级涡轮叶片是用GH37高温合金模锻件制成的,材料毛坯经过1180±10℃保温2小时空冷;1050±10℃保温4小时缓冷;800±10℃保温16小时空冷热处理后,获得较好的耐高温综合性能.叶片随涡轮转子在高速旋转中,受到高温燃气流的巨大冲击力和热应力以及转动惯性离心力.如果发动机的转速超过设计值或者发动机连续工作时间过长,惯性离心力以及由它造成的叶片内部的拉伸应力,将破坏叶片的基体强度,最终导致叶片断裂.     

热和离心力作用下高压涡轮转子的径向变形

热和离心力变化是引起燃气轮机高压涡轮叶顶间隙变化的重要因素,也是转子设计和强度计算中考虑的基本点之一.为了便于进一步研究叶顶间隙变化规律及对轮盘和叶片进行强度计算,本文建立了在热和离心力作用下燃气轮机高压涡轮转子的径向变形模型.定性分析和定量计算了不同工况下热和离心力分别对叶片、轮盘径向变形的影响,以及两者共同作用下的...     

涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析

为控制空气涡轮起动机自由运转,减少自由运转转速过高对空气涡轮起动机结构重量及安全运行带来的不利影响,开展了涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析,提出通过控制来流攻角降低自由运转转速的气动设计方法,识别了影响来流攻角的四个主要因素：叶片构造角、反力度、载荷系数和流量系数。结果表明：来流攻角对自由运转转速具有非常明显的影响,通过选择合适的气动参数,可有效提高峰值功率转速下的负攻角,增强大转速状态下的转子攻角损失,进而降低涡轮自由运转转速。进一步,整机试验结果证明,采用本文提出的设计方法,优化后的涡轮在峰值功率基本不变的前提下,峰值功率转速降低17.8%,自由运转转速可降低近20%。     

涡轮叶片表面热电偶集成结构设计与影响因素分析

航空发动机涡轮转子叶片工作在高温、高转速、高气动负荷的极端恶劣环境下，在进行表面温度测量时，热电偶在叶片表面的集成/防护尤为重要，热电偶集成结构各组件之间的结合强度决定了涡轮转子及附加测量结构能否安全稳定运行。本文针对基于增材制造和火焰喷涂的涡轮叶片表面热电偶集成结构，以涂层厚度、热电偶直径及增材结构形式作为设计参数，共设计9种热电偶集成结构，进行有限元仿真和强度分析，研究各变量对组件结合面强度的影响。根据分析结果，从参数矩阵中选择最优的设计构型，进行热电偶集成/防护，并通过高速旋转试验验证了其应用潜力。     

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。      

转速对小展弦比压气机叶片静气动弹性的影响

采用时域的双向流固耦合方法研究了小展弦比跨声速压气机叶片不同转速下的静气动弹性变形,分析了60%、80%、100%转速下叶片在气动力和离心力共同作用下的变形规律及其对气动性能的影响。结果表明:不同转速下,小展弦比叶片在气动力和离心力共同作用下的静气动弹性变形均以扭转变形为主导,非设计转速下气动力引起的变形所占比例远大于设计转速下所占比例;叶片静气动弹性变形主要改变通道激波位置和激波强度,跨声速工况下静气动弹性变形对气动性能的影响远大于亚声速工况下的影响。     

航空涡扇发动机涡轮噪声适航性评估

通过对涡轮噪声产生机理和主要影响因素的分析研究,建立航空涡扇发动机涡轮噪声级评估模型,编写了涡轮噪声级适航评估软件,使用该软件对比模型评估噪声与涡轮静态实验噪声,验证了模型的正确性,并结合某型发动机静态实验噪声数据和飞机噪声适航规章,对该型涡轮不同阶段的噪声进行适航性评估.结果显示:涡轮噪声在该型发动机进近转速下对发动机总噪声贡献量大,为了使涡轮噪声不影响发动机适航认证,该型发动机低压涡轮叶片数应小于50或者大于100,低压涡轮叶片直径应该小于0.9m.      

涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

为了研究不同叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律,设计了三种尾缘结构,采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行了研究。研究结果表明:(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对模型Ⅰ,在小吹风比时,冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小;而在大吹风比时,冷却效率呈现逐渐升高的趋势;(2)模型Ⅱ和模型Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但二者降低的规律又不相同;(3)在相同壁面位置,模型Ⅲ的冷却效率最高,模型Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。     

导弹舵机非线性因素对高精度姿态控制影响的研究

舵机在制造、安装等过程中产生的非线性因素,会对导弹的飞行状态造成相应影响。在进行某型导弹全数字仿真时,为了研究非线性因素产生的影响,介绍了舵机中存在的典型非线性因素特性,建立了包含线性舵机模型的发射坐标系下的导弹六自由度模型,并在线性舵机环节中依次添加死区、间隙、零位偏移等非线性因素,分别进行仿真实验。通过数据对比得出了分别添加死区和间隙时对攻角具有较大影响,零位偏移的方向决定了其对滚转角和攻角的影响程度,但仍均满足飞行任务要求的控制精度的结论。     

大变形状态机翼振动试验与气动弹性分析

本文针对结构大变形引起的几何非线性对于结构动力学特性的影响作了计算和试验研究,设计了一个试验,用于体现大展弦比平板机翼结构大变形对于动力学特性的改变。并计算分析了这种大变形对于该机翼气动弹性颤振特性的影响,并参考了一个双梁骨架结构机翼的计算分析结果。经分析发现几何非线性因素对于这两种机翼结构的影响体现在:第一,使得固有模态中的扭转模态频率大幅降低;第二,使得颤振特性发生变化。     

模拟飞机尾喷焰辐射传输的非结构有限体积法

有限体积法因其物理意义明确,在流动与传热的数值计算中有广泛的应用。在利用有限体积法求解辐射传输问题时,不仅能够保证在每一控制体内辐射能量守恒,还可以保证在每一个控制立体角内辐射能量守恒,因而使得模拟结果具有较高的精度;同时,非结构化网格技术是处理复杂几何形状物理问题的一种有效方法。本文编写了求解辐射传输的非结构化有限体积法程序,将计算结果与其他文献的算例进行了对比,证明了模型和程序的正确性,分析了各种因素对程序计算精度和计算时间的影响。在此基础上,将求解辐射传输的非结构化网格有限体积法程序集成到Fluent软件中,计算了飞机尾喷焰的温度场分布。     

神经网络在高空长航时无人机翼型多点优化中的应用

NSGAII算法在翼型多点设计中有着广泛的应用价值,然而其巨大的计算资源和计算成本限制了它的使用。为了解决这个问题,本文引入具有较强非线性映射能力的神经网络代理模型,采用实验设计结合BP法训练神经网络响应面来代替N-S方程求解翼型的性能。在实验点的数值模拟中,为了进一步节省计算资源,提高计算效率,采用网格的变形代替网格的重新划分,使得计算网格的更新速度提高了约50%。在翼型的参数化过程中,采用改进的PARSEC方法,用较少的参数实现了翼型的精确控制。为了增强神经网络的泛化能力,采用12-7-4-3-1的隐层结构。对NLF1015翼型的多点优化算例表明,此方法不仅显著降低了整个优化过程的计算量,而且对翼型的气动性能预测也具有较高的可信度,在高空长航时无人机的翼型设计中具有一定的潜力。     

来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器燃烧特性的影响

在亚音速高温气流实验装置中,使用拍摄OH自发光辐射的方法研究了蒸发式火焰稳定器的燃烧特性,分析了来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器后反应流场的影响。通过对比火焰稳定模式,气流速度较低时火焰稳定性主要靠稳定器尾迹区中涡的生成和脱落控制,而气流速度较高时稳定器侧壁内缘出现的小反应区也是火焰稳定的重要因素。喷嘴的喷射条件对稳定器后的反应流场有重要影响,在油气比较高时,气流速度较低,出现回火,火焰悬停距离较小。在同样的气流速度下,降低余气系数,稳定器后的火焰形状发生本质变化,两个强烈反应区消失,反应区的边界变模糊。     

多级轴流压气机设计及其特性预估

基于大量的二元平面叶栅吹风实验数据关联结果,发展了一种适用于多级轴流压气机设计的计算程序,以具有实验数据的某跨音速两级轴流风扇为研究对象,采用在子午面上叶片排间隙中设置计算站的流线曲率法进行数值模拟,计算结果与实验数据进行对比,结果表明:模拟的结果能够满足工程应用的需要,验证了该程序在设计多级轴流压气机的有效性。     

非均匀栅距对轴流压气机流动影响的数值研究

本文进行了非均匀栅距叶片排的轴流式压气机流场数值研究,进口导叶采用了不同的非均匀栅距结构,探讨了不同工作状态下对压气机性能及动叶非定常气动力的影响。数值研究中采用LU-SGS隐式解法与双时间方法相结合,求解圆柱面二维流动的雷诺平均非定常N-S方程。数值研究的结果表明,进口导叶非均匀栅距结构对压气机气动性能影响不大,但对动叶表面受到的非定常气动力有一定影响。采用不同的非均匀栅距进口导流叶片排结构型式,动叶表面的非定常气动力的分布是不同的。不同工作状态下的计算结果显示,即使采用相同的非均匀栅距结构,非定常气动力的分布特性也是不相同的。     

飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用

飞机结冰是飞行过程中所面临的严重安全隐患,不同气象条件下会产生各种不同的结冰类型。文章介绍了几种常见冰型、成冰机理及其对飞机结构和系统可能产生的危害程度,分析研究了目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势,总结了各种防除冰措施在飞机上的应用和技术特点,并以波音777飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。     

基于主动冷却的脉冲爆震火箭发动机燃油加温实验研究

在不影响脉冲爆震火箭发动机(PDRE)正常工作的前提下,利用燃油来吸收发动机实验模型工作过程中产生的大量废热,使其主动冷却,更重要的是通过对燃油加温来改善雾化、蒸发和掺混质量,以使PDRE工作得更好。本文设计了五种不同尺寸的爆震管同轴管状换热器,通过实验比较了这些换热器实验件的换热效率,并选取了最高效的换热器用于更进一步的PDRE性能实验。实验结果表明,加有换热器的实验件能快速蒸发燃油,从而改善了燃油雾化和掺混效果并且能延长发动机的工作时间。