轴流压气机特性计算及激波模型研究

为快速准确预估轴流压气机特性和激波损失,基于轴流压气机S2流面流线曲率法,分别采用正激波模型和改进的双激波模型,对某型2级跨声速风扇特性进行数值模拟计算,得到了100%设计转速近设计点与99.76%设计转速近堵塞点的总体性能和气动参数,以及95%、100%和110%设计转速的特性曲线。通过将计算结果与试验数据进行对比,分析研究了各激波损失模型在激波损失预估和风扇/压气机特性计算方面的差异。分析结果表明:在跨声速风扇/压气机近设计点激波损失和特性参数的计算中,正激波模型损失径向分布计算结果接近试验值,总压比和总效率计算值分别较试验值约低1.96%和2.54%,模型能够满足工程需要。而在近堵塞点,改进的双激波模型总损失计算值更接近试验值,总压比计算值和试验值很吻合,总效率计算值比试验值约高7.28%。改进双激波模型的不同转速线效率特性曲线也明显更接近试验值,模型能够较准确地预测远离设计点激波损失和特性参数。     

燃油附件耐火试验温度场数值模拟与验证

为了准确预测耐火试验过程中航空发动机燃油附件的热场分布,提出了1种等效火焰建模方法建立相应的流固耦合传热模型,并对着火条件下试验件的工作特性进行数值模拟,分析了流动传热的机理,得到3维计算域的稳态温度场分布。对该试验件开展着火验证试验,监测了局部温度参数。仿真与试验结果的对比分析表明:仿真所得热场结构分布合理,局部温度值与试验结果吻合较好,该方法能准确地模拟火焰与试验件间的传热特性,可为航空发动机燃油附件的耐火设计提供参考。     

带升力风扇的垂直起降推进系统建模研究

为了填补国内对转升力风扇研究与垂直起降系统建模研究相结合的空缺,分别针对常规与对转升力风扇,建立了垂直起降推进系统的部件级实时数学模型,并进行了性能对比。针对减阻的要求,通过插值将升力风扇进气道的阻力系数选为0.0470;针对升力风扇非设计点特性准确性的要求,采用基元级理论对风扇进行半设计半计算;特别引入中介推力修正系数(κ)用于对转风扇的参数设计,该方法下两升力风扇推力相等,轴功率偏差为0.0265。进一步的动态仿真表明,由于风扇特性的影响,同样工况下非设计点处对转风扇的升力和轴功率更大;并且由于升力风扇与发动机的耦合性,针对不同升力风扇的差异性,发动机会通过调整转速而产生"趋同"的作用效果。     

某型航空发动机风扇试验流场分析

开发了1个航空发动机压气机试验流场计算程序。采用该程序,可以在使用常规试验件和应用现有级间测量技术的条件下,计算出压气机任一试验状态点的试验流场。利用该程序计算出某3级风扇在设计转速下的试验流场,并对扩散因子、攻角、落后角等参数的分布进行了分析。计算结果与设计值的比较表明,利用该程序得到的计算结果基本合理,可用于试验数据的后处理。     

涡扇发动机压缩系统部件特性与匹配数值仿真

为了研究发动机环境中部件特性及部件之间的匹配规律,采用3维数值模拟软件对某压缩系统进行数值仿真计算。计 算比较了设计转速风扇/压气机部件特性单独评定和发动机环境中评定的异同,研究了压缩系统4种可调参数变化对风扇、压气机 匹配工作点的影响。结果表明：2种环境下风扇特性基本相同;对于压气机,单独评定时以风扇出口参数的径向分布作为进口边界 条件获得的压气机特性与整机环境下的基本相同,而给定其他形式进口边界条件时压气机特性存在一定差异：采用均匀进气条件 时,压气机流量、效率和喘振裕度分别增加0.3%、0.4%和4.6%,采用进口节流条件时压气机流量、效率和喘振裕度分别减小3.5%、4.0% 和20.9%,整机环境使用时应对特性进行修正。研究结果对整机环境下风扇/压气机性能表现以及匹配规律研究有重要参考意义。     

30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验

为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。     

CFM56-5B型发动机风扇叶片鸟撞有限元仿真

针对CFM56-5B型发动机风扇叶片受鸟击问题,目前常采用实验和数值仿真两种方法,前者因成本条件客观问题难以实现,因此本文采用数值仿真来深入研究这一难题。本文运用CATIA三维软件进行建模,最大程度与实际风扇叶片相符,鸟体则采用目前应用广泛的椭球体流线型模型,运用LS-DYNA隐式求解方法对叶片进行离心应力初始化,建立了鸟撞叶片的数值计算模型,分析了鸟撞叶片的动态响应,通过大量仿真,得出鸟撞叶片的机械损伤程度与鸟的速度、受撞击位置之间的关系,为发动机风扇叶片的抗鸟撞设计提供帮助。     

基于积叠线的风扇叶片优化与振动特性研究

为了改善航空发动机风扇叶片静强度和振动特性,以风扇叶片静应力和应变能密度指数为优化目标,采用Kriging 代理 模型和微种群遗传算法,分析风扇叶片重心积叠线周向构型变化对叶片强度振动性能的影响。以叶片重心积叠线周向构型为设计 参数,实现风扇叶片参数化建模和有限元网格的自动划分及有限元计算。建立航空发动机风扇“参数化建模—有限元仿真—强度和 振动特性优化”的一体化平台,对某宽弦风扇叶片进行优化设计。结果表明：优化后叶片中心的高应力区向叶尖偏移,叶根前缘的高 应力区得到了改善,最大静应力减小了5.45%,应变能密度指数减小了5.94%,在相同载荷下的第1 阶振动应力裕度从66.81%提高 到了70.46%;叶片的固有频率、振型和共振裕度等没有明显变化,表明此优化算法可有效改善叶片的静强度和振动应力分布,且不 会对其他振动特性产生不利影响。     

约束条件下发动机风扇特性线拟合方法

涡轮风扇发动机的风扇特性图在试验的基础上绘制,是发动机建模、仿真以及研究发动机工作性能的重要依据。从试验中只能得到有限的数据,为了充分利用试验数据,讨论了风扇在等换算转速下入口总温、出口总温、以及发动机转速间的增量关系,在此基础上得出特性数据间的关系,建立等换算转速下风扇特性拟合的约束条件。考虑此约束条件,构造风扇特性的拟合函数,并给出了计算机仿真结果。      

涡扇发动机低压部件通流耦合计算

为了研究各部件匹配与过渡段几何参数对发动机总体性能的影响,针对某涡扇发动机风扇、低压涡轮、内外涵道、掺混段和尾喷管等部件,基于周向平均Navier-St okes通流控制方程,采用时间推进有限体积法进行了部件耦合计算求解,将沿程各部件性能计算参数与试验做了对比,结果表明:在设计状态下发动机沿程各截面计算特征参数与试验值最大误差不超过5.0%,说明该通流耦合计算方法能够快速预估发动机总体性能,完善各部件匹配关系,在发动机总体设计初期有一定工程应用价值。     

大涵道比风扇叶片气动优化设计

应用自动优化方法进行大涵道比风扇叶片三维气动设计,数值最优化采用遗传算法，并利用网络通讯协议实现多CPU并行优化,大幅度缩短优化耗时.对风扇叶片型面、叶片积叠线、子午面流道、叶型安装角和叶型弦长采用基于修改量的参数化方法、结合遗传算法设计参数范围限制,以达到优化过程生成个体的可控制、合理性.采用Denton黏性体积力方法进行流场计算,较大程度减少流场计算耗时，进一步缩短优化时间.以提高设计点风扇效率、保持设计点总压比和流量不变为优化目标,并对非设计点性能进行全工况校核.通过两次不同设计参数设置的优化,最终优化风扇效率由09463提高到09560；稳定裕度由112%增加到219%.最终优化风扇叶尖处激波前马赫数略有下降，且激波向通道内倾斜,因此激波及激波造成的附面层损失下降，且稳定裕度增加.      

高空低雷诺数风扇/增压级气动设计

为发展一型适用于高空低雷诺数流动的风扇/增压级部件,解决高空长航时无人机动力对部件的技术需求,针对高空低雷诺数下的风扇/增压级进行了气动设计,设计过程包含了一维热力计算、S2通流设计、叶片造型设计和三维数值计算分析。经过多轮设计迭代后,得到了适用于高空低雷诺数条件下的最优叶型。三维数值计算结果表明:风扇/增压级的内、外涵性能都达到了设计指标的要求,且在高空低雷诺数下有较高的稳定裕度。与现有发动机风扇部件性能进行对比得出:新设计的风扇/增压级具有较好的高空工作能力,可以满足总体对风扇/增压级的性能需求。     

某型涡扇发动机起动过程数值模拟

基于发动机设计点参数和压气机、涡轮高转速特性数据,完善了一种计算风扇、高压压气机和高、低压涡轮小转速特性近似方法,并进一步基于涡扇发动机部件匹配技术,建立了某型涡扇发动机起动过程计算模型及相应算法,给出了比较合理的发动机起动过程模拟结果.      

单转子风扇的三维反问题气动设计

采用准三维流函数反问题设计方法与三维 N-S求解方法的相互迭代对单转子风扇进行气动设计。在叶片初步计算中得到叶栅进出口气流角沿径向分布 ,并将它作为本文的目标函数。采用准三维反问题求解方法 ,依次构造出各个 S1流面上的叶片几何形状和气流角分布。然后再采用 N-S方程的求解方法 ,对叶片进行全三维流场的数值计算。通过 N-S方程计算结果与目标函数的对比 ,重新修正叶片出口气流角分布 ,并作为下一次反问题设计的目标函数。经过反问题与 N-S方程求解的反复迭代 ,最终得到满足设计要求的叶型。     

周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用简

 通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

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.      

周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用

通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

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.      

齿轮传动风扇发动机转子系统结构与动力学分析

考虑齿轮传动风扇发动机(GTF)风扇转子与低压转子的耦合关系,提出了转子系统简化整体模型,针对该模型给出了GTF发动机转子系统的临界转速计算方法.揭示了整体模型与单转子模型临界转速计算结果的差异,以及典型力学特征参数对GTF转子系统临界转速与模态特征的影响.计算结果表明:相比考虑耦合关系的整体模型,将风扇转子与低压转子分开计算会导致转子系统固有频率值偏移及部分临界转速丢失;齿轮箱安装支承刚度增大会使得系统临界转速上升,保持安装刚度大小在106N/m量级以下可使系统动力特性较优;传扭轴段刚度与齿轮径向啮合刚度对系统动力特性影响较小.