升力风扇垂直起降无人机死重分析

针对升力风扇垂直起降无人机为了实现垂直起降功能而产生附加的结构重量,以及为加大功率而附加的动力系统重量问题,从总体设计的角度出发,建立了附加重量数学模型,并针对各种设计影响因素进行了分析.研究结果可为升力风扇垂直起降无人机的总体参数设计提供参考.     

基于人工神经网络的静子叶片优化设计

采用NURBS参数化构型技术以及人工神经网络技术,对某两级风扇的第二级静子根部叶型进行优化改型。优化后,非设计点处该静子根部至中部流动得到较大改善,总压恢复系数有一定的提高。风扇总压比有较大增加,绝热效率基本不变。优化结果表明,该方法能够对静子叶片进行较好的优化改善,能够提高优化效率,减少优化时间,具有一定的实用价值。     

高性能前掠三级轴流风扇的设计与试验研究

本文介绍了一台高性能前掠叶型三级轴流风扇的设计与试验研究.该风扇以某涡扇发动机为验证平台,全新设计一台三级风扇代替该发动机原四级风扇,并提高性能.新设计的输入条件为:保持原四级风扇的进出口几何尺寸、总压比、转速和喘振裕度,效率不低于原四级风扇试验值.设计中采用了叶片掠型设计、叶片三维成型技术和三维气动设计分析等先进技术.试验结果表明,新设计的三级风扇流量增加了8%,效率提高了3.5%,超过了设计指标.该新三级风扇串装于某发动机顺利完成地面试车,其不加力最大推力增加464daN,超过了原计划增加200daN的指标.     

基于某型发动机发展 STOVL 动力性能方案研究

短距起飞/垂直降落（STOVL）飞机由于其优越的作战性能,受到了世界航空大国的高度重视。通过借鉴目前最先进的 STOVL 动力 F135- PW -600发动机技术发展思路,研究了基于国内某型发动机改 STOVL 动力方案时,主发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究结果表明：随着升力风扇压比和流量的增加,主发动机升力减小,升力风扇升力增加;同一主发动机状态下,升力风扇流量越大,发动机前后升力平衡的升力风扇压比越小,总升力越大;主发动机性能越高,发动机前后升力平衡的升力风扇压比和流量越大,发动机总升力也越大。     

宽弦风扇叶片技术的发展

宽弦风扇叶片是现代军民用航空发动机的关键技术之一。它具有增加发动机压气机喘振裕度、抗外物损伤、提高发动机推力、减少叶片数和减轻重量等优点,日益受到航空发动机制造商的重视,并已在一些发动机上应用这项技术。我国在这项技术研究中也取得了长足的进展     

跨声速风扇的弯、掠三维设计研究

以某小型跨声速单级轴流风扇为平台,采用数值模拟的方法,研究并探讨了弯、掠三维设计技术对具有较高负荷的跨声速轴流压气机性能改善所起到的作用和抑制流动损失增加的机理.分别探讨了在动叶上半叶高和静叶端区采用不同的弯、掠形式对风扇设计点以及等转速线上的小流量工况性能的影响.研究结果表明:动叶上半叶高采用反弯设计能够有效改变动叶端区压力梯度,减少泄漏流在出口压力面侧的堆积,增加动叶顶部的通流能力.静叶端区采用前缘反弯和尾缘正弯的复合弯、扭技术,同时实现了端区增容和控制二次流发展的目的,随着流量的减小,弯、扭设计静叶更好地控制住了端区二次流的恶化,端区损失增长明显较直叶片缓慢,风扇的稳定工作范围得到提高.      

国外航空发动机风扇叶片及其成形技术

现代航空发动机正朝着增加推力,减轻重量,降低油耗和减少噪音的方向发展,涡轮风扇发动机正是适应这一要求而发展起来的。 风扇叶片是涡轮风扇发动机的重要零件,其叶身长、叶弦宽、形状复杂(扭角大、实心叶片的叶身又往往设计有一个或多个中间阻尼凸台)。因此,成形难度大,极大地影响了发动机的重量和制造成本。目前,风扇叶片的成形方法已成为发动机制造的关键技术之一。     

相似设计在某风扇改型设计中的应用

针对某涡扇发动机推力增大的动力需求,在充分分析原型风扇性能和流场的基础上,对原型风扇进行了改型设计.改型设计的方法采用“轴流/离心压气机通用叶片造型设计系统”,依据相似理论,在保证第2级风扇进口的相似准则和原型一致,即保证改型与原型第2级风扇在进口的换算流量和换算转速相等的前提下,来增大第1级风扇的流量和压比.经过三维流场计算和分析,结果表明:在风扇转速提高到1.011的情况下,流量提高到1.071,压比提高到1.074,效率提高到1.029,裕度比原型提高了0.8%,达到了性能指标的要求,改型设计结果比较理想.总体对风扇的性能和整机匹配性分析和评估表明:该风扇改型设计方案能够满足该涡扇发动机推力增大的需求.      

超音通流风扇发动机应用于高马赫数运输机和战斗机的效益分析

对马赫数 2 .3运输机和马赫数 2 .5战斗机中涡扇发动机采用超音通流风扇技术的潜在效益进行了评估分析。研究表明 ,在 76 .2万磅商业运输机上 ,采用该项新技术 ,可使耗油率降低 9% ,“发动机 /进气道 /短舱”减重 31% ,从而使航程从 5 4 0 0海里增加到 6 140海里 ,提高了14%。在马赫数 2 .5战斗机上 ,采用超音风扇推进系统可以使飞机起飞重量减轻 2 %。     

大涵道比涡扇发动机风扇转子叶片优化

采用掠形设计技术对一台大涵道比涡扇发动机的风扇转子叶片进行了三维优化.通过三维定常Navier-Stokes（N-S）方程计算,分析了叶片尖部及根部掠形设计参数对风扇转子性能的影响.结果表明,叶片尖部前掠和根部后掠都能增加风扇转子的堵点流量,扩大其稳定工作范围.采用叶片尖部前掠和根部后掠的组合方案优化了叶片.单转子计算结果表明,优化后叶片的堵点流量增加约2%,设计流量点总压比和等熵效率分别增加5%和2%;风扇/增压级整机内外涵联算结果表明,优化后在起飞、巡航和爬升转速下,外涵的稳定工作范围都明显增加,巡航转速下,堵点流量增加约2.3%,失速点流量减小约5.2%,设计流量点的外涵总压比和等熵效率分别增加2%和0.8%,优化后内涵特性没有明显变化.      

多级轴流风扇/压气机非设计点性能计算方法

为更好反映现代轴流风扇内部流动特征,将适合于高马赫数来流的双激波模型引入基元叶栅法,发展了一种多级轴流风扇、压气机非设计点性能计算方法。该方法通过引入雷诺数修正,考虑了雷诺数对风扇/压气机性能的影响,并使最大静压升系数法可在宽广雷诺数变化范围内预测风扇/压气机稳定边界。该方法灵活、可靠,并经过高压压气机、跨声速风扇及大涵道比风扇/增压级等典型的压气机试验结果验证,既可用于多级轴流风扇/压气机非设计点性能计算,又可发展成为高空低雷诺数条件下高性能风扇/压气机设计和研究的重要工具,有着广泛的工程应用前景。     

风扇/压气机技术发展和对今后工作的建议

风扇 /压气机是航空涡轮发动机的关键部件之一 ,高推重比发动机对它们提出了更高的要求 ,出现了一些新的技术问题需要加以研究解决。本文评述了风扇 /压气机的发展趋势 ,对于提高其性能的主要措施如高叶片速度 ,低展弦比 ,高通流进口级 ,掠形叶片技术 ,大小叶片气动布局等都作了详尽程度不同的评述。风扇 /压气机内的非定常流动不仅影响气动性能 ,而且影响可靠性 ,如高周疲劳、失速和颤振等 ,应加强研究。现代计算流体力学为我们提供了跨越式发展的可能性。本文对今后工作提出了建议。     

外涵静子后掠对某风扇/增压级气动特性的影响

针对某大涵道比风扇/增压级外涵静子后掠降噪的优化设计目标,采用1种周向平均快速特性预测计算方法和3维数值模拟软件NUMECA,对其100％设计转速下外涵静子无后掠及轴向后掠22.5°和30°算例的特性曲线及流场进行了对比分析,以研究外涵静子轴向后掠对风扇/增压级特性及气动性能的影响规律.结果表明:一定程度的轴向后掠角度会使静子表面静压在叶尖处增强,而根部的叶片表面静压分布更趋均匀,风扇/增压级的外涵气动特性在裕度上无明显恶化;但严重的后掠角度则会导致叶尖叶片表面载荷显著增加,从而造成外涵的喘振裕度减小,进而影响整个风扇/增压级的气动性能.     

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.      

全三维、多叶排内外涵风扇压气机叶型优化研究

以某风扇/压气机为研究对象,采用全三维叶型优化方法对研究对象在整机条件下进行优化设计.对优化前后风扇/压气机进行全三维数值模拟并对计算结果进行对比分析研究,结果表明:优化后在不改变风扇级总压比的情况下设计点附近效率提高1.05%;在近设计点叶型改进后明显改善了风扇和外涵静子主流道的流场结构,根、尖两个截面流场显示采用新叶型后对内、外涵静子通道内流动均有不同程度的改善.      

基于统计特征的轴流风扇/压气机性能试验数据相关性分析

采用关联统计的系统研究思想,收集整理了国内14台轴流风扇/压气机性能试验数据,在分析、识别大流量风扇与高压比压气机变工况特性曲线形状结构特征的基础上,提出了表征风扇/压气机气动性能的两类基本属性.通过尝试构建多种无量纲物理参数,在统计层次上探索了风扇/压气机特性曲线变转速偏移程度和等转速工作范围的量化关联关系.结果表明:大流量风扇非设计转速特性曲线的偏移程度和有效流量工作范围均要大于高压比压气机;风扇/压气机最高效率线上相对压比、相对流量、相对流量-转速比和相对加功量-转速比4个物理参数之间存在明显统计规律;所构建的经验数学模型可以对性能试验数据做统一相关性分析.      

民用大涵道比涡扇发动机压气机叶片重量估算方法

针对民用大涵道比涡扇发动机的设计特点,基于部件一维气动设计结果,分别建立高压压气机叶片(增压级、中压压气机叶片重量估算模型与高压压气机叶片相同)、风扇叶片重量估算模型:通过简化高压压气机叶片结构,采用等效厚度、气动修正因子等方法,建立了基于统计分析法的高压压气机叶片重量估算模型;通过分段简化风扇叶片结构,采用弦长、最大厚度拟合规律及分段求解体积等方法,建立了基于统计分析法的风扇叶片重量估算模型。     

风扇进气畸变三维非定常数值模拟技术研究

采用三维欧拉方程加体积力模型的方法, 发展了一套三维非定常进气畸变数值模拟程序, 以实现风扇/压气机在进气畸变条件下的全环面三维非定常数值模拟.利用该程序模拟计算了某航空发动机风扇进口稳态总压畸变条件下特性和流场结构, 并与试验结果进行了对比, 结果表明该程序用较小的计算机资源即可以实现对风扇全环面三维非定场畸变流场的模拟, 能够以较高的精度预估气流畸变对压气机/风扇特性的影响.      

风扇/压气机稳定性三维模型的研究

发展了一个基于体积力的可用于分析风扇/压气机性能和稳定性的三维可压缩模型。该模型先是利用三维CFD求解器求得在同一转速线下不同工作状态下的每一叶片排的叶轮机源项,然后通过求解带源项的三维非定常Eu ler方程,获得对风扇/压气机内部三维流场和性能的模拟。利用该模型对某一跨声速风扇级的三维流场和性能进行了数值模拟分析,特别是分析对比了在进口无畸变和进口有畸变情况下的风扇内部三维流场和气动性能。研究结果表明,所发展的计算模型的数值结果与实验结果吻合得很好。与实验结果相比,预测总温比的误差为1.2%,而预测总压比的误差小于4%。     

进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响

基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组.结果表明：总压畸变在风扇中衰减幅度最大,发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时,风扇率先失稳,在低转速下运行时为增压级率先失稳;总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大,发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时,高压压气机率先失稳,在低转速运行时为增压级率先失稳.