航空发动机转子系统结构效率评估参数及计算方法

根据航空发动机转子系统的结构特征和力学特征,提出了从结构的承载能力、抗变形能力和动力学环境适应能力3个方面进行结构效率评估的参数体系及其计算方法,并以典型小涵道比涡扇发动机转子系统为例进行了结构效率评估参数的计算分析.研究表明:平均应力系数、等效比刚度、极限惯性载荷作用下最大变形量、无量纲M-H因子和弯曲应变能系数等作为评估航空发动机转子系统结构效率的评估参数能够有效地反映各种载荷作用下结构形式和材料性能对应力水平、变形分布以及动力敏感度的影响.同时指出了该发动机转子系统现有结构设计的特点,以及进行结构优化的方向.      

高速转子系统支承结构及力学特性设计方法

针对航空发动机高速转子系统支承结构及力学特性设计问题，开展支承结构约束特性（支点位置和支承刚度）对转子系统刚度及转子动力学特性的影响分析，建立转子支承结构约束特性与转子力学特性关联力学模型。通过对转子系统支承结构特征参数与刚度特性、振动特性等力学特性的关联性分析，定量描述了转子支承约束特征及轮盘惯性载荷对转子系统动力学特性的影响规律，在此基础上，提出了基于转子变形控制的支承约束特性与转子力学特性一体化设计方法。仿真计算结果表明:对于高速转子系统可以通过对支点位置及支承约束刚度的设计，调整转子弯曲变形和临界转速的分布特征，使其在通过或靠近弯曲振型临界转速的高转速工作状态下，具有足够的安全裕度。这种通过结构特征参数的变化，优化转子系统力学特性的方法，对航空发动机总体结构布局及动力学设计具有重要的工程参考价值。      

转子结构布局及其力学特性优化设计

针对高推质比航空发动机结构设计，提出了航空发动机转子结构布局优化设计方案。对总体结构布局的优化可以有效提高材料使用效率，获取更优的力学特性，减小结构质量以提高推质比。介绍了转子结构布局的研究内容，给出了结构布局优化设计方法，并通过对高负荷转子结构系统的布局优化设计，验证了结构布局设计方法的可行性。算例结果表明:该方法可使结构效率损失系数降低0.335，方法的创新对航空发动机转子系统初始结构设计具有指导意义，对转子结构设计方案筛选和缩短设计周期具有重要的作用。      

航空发动机转子振动的“热模态”和减振设计

为适应航空发动机变转速变工况下转子动力学设计,提出了航空发动机转子"热模态"的概念.利用两种模型解释了"热模态"的含义,并建立了"热模态"下转子动力学设计的方法.利用支承弹性转子(弹支转子)的临界转速与支承刚性转子(刚支转子)的临界转速之比作为优化参数,对转子进行优化设计,既包含了刚度的作用,也计及了质量的影响.结果表明:若所有"热模态"均在刚支转子的第1阶模态之下,则转子临界转速应尽量小于刚支转子的第1阶临界转速.若第1阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之下,而第2阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之上,但在刚支转子第2阶模态之下,则转子第2阶临界转速应取刚支转子第2阶临界转速和刚支转子第1阶临界转速之方均根值.除此之外,转子剩余不平衡量的分布应与刚支转子的模态正交.      

悬停状态剪刀式尾桨气动/噪声特性优化分析

建立了一套基于CFD(computational fluid dynamics)方法和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的剪刀式尾桨气动噪声预估技术和组合优化算法的尾桨外形参数设计方法。基于嵌套网格方法采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为尾桨流场求解控制方程,采用了一套适用于剪刀式尾桨悬停气动特性模拟的高效CFD方法。在流场分析的基础上,采用FW-H方程预测剪刀式尾桨在典型观察位置处的气动噪声。分别在控制总距以及控制拉力系数不变的情况下,以提高尾桨悬停效率同时降低气动噪声为目标,对剪刀式尾桨的剪刀角和轴间距两个主要外形参数进行优化设计。将基于拉丁超立方(LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型方法与遗传算法过程相结合,建立了一种有效的组合优化算法。结果表明:剪刀角和轴间距的不同组合可以通过削弱桨-涡干扰现象从而实现降低旋翼桨-涡干扰噪声的目的。在当前的计算状态下,优化得到的剪刀式尾桨的悬停效率比常规尾桨高16%,其平均声压级比常规尾桨降低了2.3 dB。      

多级轴流压气机出口级转子扩张通道优化设计

为提高多级轴流压气机后面级气动性能,针对某多级轴流压气机出口级转子搭建了基于遗传算法和神经网络代理模型的扩张通道压气机优化设计平台,并对其进行扩张通道优化设计研究。根据优化得到的数据库分析了各设计参数对效率和裕度的影响规律。在优化所得解集中选择了两个扩张通道设计方案,探究了其对效率和裕度的影响规律和机制。结果表明:扩张通道设计可使出口级转子在设计流量点的负荷提高12.1%、效率提高1.28%,同时获得12.50%的裕度改善量。基于当地熵产率损失模型可得,扩张通道转子相较于原型转子,其上下端壁损失增加,叶型损失减小。扩张通道转子近失速点堵塞系数变小是其裕度提升的主要原因。      

航空发动机高速滚珠轴承力学特性分析与研究

滚动轴承是航空发动机转子系统广泛使用的一种支承,其结构和力学特性对转子系统的动力特性有重要的影响,尤其是高速下更为显著。研究高速滚动轴承的力学特性具有十分重要的意义。本文利用拟动力学法,同时考虑径向负荷、轴向负荷、自身离心力以及陀螺力矩作用的影响,建立了高速滚珠轴承载荷分布的分析模型。研究了不同结构参数和载荷参数对滚珠轴承力学特性的影响,得到了滚珠轴承接触角、变形以及接触刚度的变化规律。最后,通过实验进行了验证。      

燃料分级对旋流火焰的动态特性影响研究

为深入研究分级旋流火焰特性,以分级旋流模型燃烧室为研究对象,对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究,在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明:燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时,燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区;而燃料分级比为3时,伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同,表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化,进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近,能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。     

航空燃油柱塞泵滑靴油膜的多目标优化设计

以锥形转子球面斜盘轴向燃油柱塞泵为研究对象,在分析滑靴油膜设计中的摩擦功率损失、泄漏功率损失、容积效率随滑靴的机械结构参数变化的基础上,基于遗传算法对上述多变量、多目标优化问题进行计算.权重系数法优化结果表明:优化后燃油柱塞泵设计点的摩擦功率损失和泄漏功率损失减少了7%左右,容积效率略微提升,并且优化得到的机械结构参数在不同转子转角和柱塞倾角的情况下也显示出性能上的优势,从而证明了多目标遗传算法对设计航空燃油柱塞泵油膜静压润滑是一种有效的方法.     

转子结构系统界面失效分析及稳健设计方法

针对结构非连续转子中连接界面接触状态变化引起界面力学特征改变,使转子系统动力特性不稳健的问题进行分析,并提出了一种界面接触状态的稳健设计方法。结果表明:该方法通过分析结构非连续转子系统中界面损伤失效的力学过程,对结构特征参数进行优化设计,降低界面力学特性对载荷环境的敏感度。以涡轮转子套齿连接为例进行优化设计得到,在加工装配误差所导致的应力极限情况下,最优解的接触应力水平更加远离应力约束边界,使带有连接界面的结构非连续转子系统的力学特性更加稳健,具有较好的工程应用价值。      

航空发动机低压转子系统的动力学相似设计方法

提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相似准则,并根据转子设计参数的相似关系建立相似等效模型的缩比模型。基于模型修正方法对三维设计模型的相似误差进行修正,得到预测精度较高的动力学相似模型。以双转子发动机低压转子试验模型的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对动力学相似设计方法的有效性进行了验证。结果表明:在设计转速范围内,通过该方法得到的动力学相似模型能够有效预测全尺寸原型的临界转速和不平衡响应,前三阶临界转速的相似误差分别为3.09%、1.75%和0.31%,对应振型的相关性均大于0.93。该方法具有较高的实用价值,可为发动机整机动力学相似设计提供参考。     

典型涡扇发动机陶瓷基复合材料涡轮叶片概念设计

为了推动先进航空发动机陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮叶片设计技术进步,以典型涡扇发动机基准性能参数为原始数据,按照涡轮叶片正向设计流程,从气动设计,到结构设计,再到变形及强度分析,梳理出以材料强度为约束,发动机推力和耗油率为输入值,涡轮叶片叶身模型为结果的概念设计方法。设计了一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片,该叶片实心无冷却,设计工况下的气动性能、强度和振动特性仿真结果满足设计要求。安全储备系数可达1.8,涡轮盘外载预估减少50%,验证了陶瓷基复合材料用于先进航空发动机热端部件的可行性。涡轮效率提高0.98%～1.17%表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。     

进气道内加装导流体对低压转子振动特性影响分析

对发动机进口前进气道管道内安装导流体后可能导致的压气机低压转子流动诱发振动现象进行了评估。通过定常和非定常数值模拟发现,以导流体叶片数决定的通过频率对发动机低压转子振动特性的影响较小;同时由于导流体尾迹内部脱落涡强度太低,其脱落频率也不会对发动机低压转子振动特性产生影响。计算结果表明,本算例中导流体的叶型设计和安装位置是合理的。      

碰摩约束下柔性转子模态特性及其计算方法

以航空发动机低压（LP）转子为代表的柔性转子,通常具有两端大质量、细长轴和长跨度支承的"弱刚度"结构力学特征,这使得碰摩产生的约束作用不可忽视,其将会导致柔性转子模态特性改变,进而造成临界转速等动力学目标偏于设计状态。本文以典型航空发动机低压柔性转子为对象,结合梁单元法提出了此类复杂转子在碰摩约束下的动力学建模方法;将谐波平衡思想与频域的自由度缩减技术结合,提出了相适用的非线性模态求解方法;在此之上基于ANSYS和MATLAB平台,建立了含碰摩约束的复杂转子非线性模态分析的一般流程。将方法应用到某型柔性转子系统,成功获得其模态特性,结果表明：碰摩约束使转子模态频率增加,且随转子振幅增加而增加,尤其是对风扇碰摩较为敏感的一阶弯曲模态,正/反进动模态频率变化率可达16%和29%,但模态频率的变化始终在特定区间内;碰摩对转子模态频率的影响程度与陀螺效应、转子振型及机匣刚度密切相关,但对摩擦系数不敏感。由于接触点处摩擦力做功影响,柔性转子各阶反进动模态阻尼在碰摩严重时小于0,反进动模态能发生失稳。     

无导叶对转涡轮气动设计技术

采用先进的无导叶对转涡轮气动布局是提升航空发动机性能最为有效的措施之一。结合无导叶对转涡轮高压涡轮动叶进出口轴向速度变化较大等特点,采用理论分析等研究了对转涡轮基元速度三角形参数的优化选取方法,并给出了高压涡轮导叶、动叶出口气流角等变化对效率影响的详细变化关系。流量系数小、高压动叶出口气流角大以及高压动叶进出口轴向速度比大是设计满足出功比高效率对转涡轮的关键。而采用Bezier曲线造型的收敛-扩散叶型叶背曲率的控制、尾缘半径的选择、叶型出口面积与几何喉道面积之比等则是设计适合出口马赫数1.5～1.6高性能叶型的关键。     

整机结构设计的新评估方法—结构效率

开展整机动力学的研究工作,是保证在役发动机安全使用和在研发动机成功设计的迫切需要。本文从整机动力学的角度,提出一种量化各种结构设计对整机性能收益的评估方法—结构效率,进一步揭示其内涵,建立初步分析方法。通过某转子/支承系统的结构优化算例,指出了结构效率在整机结构设计中的优越性,并对结构概率的进一步研究前景和研究重点进行了论述。     

航空发动机承力系统结构效率评估方法

针对航空发动机承力系统结构与力学特征,结合承力系统结构功能和设计要求,提出了承力系统的结构效率评估方法.通过应力分布系数、等效比刚度、刚度温度敏感度、振动位移传递系数等参数来评估结构的承载能力、抗变形能力、力学环境适应能力.以涡桨发动机涡轮级间承力框架的两种结构设计方案为对象,进行了结构效率的评估.结果表明:方案A结构效率比方案B高 39.6%,所选各结构效率评估参数均位于合理水平,能够定量反映出两方案的结构设计特点与优劣所在,验证了该评估方法的有效性.      

基于拓扑优化和形状优化的桨叶结构设计

直升机旋翼桨叶剖面结构设计是研究旋翼动力学设计的基础。提出一种联合拓扑优化和形状优化的 两级优化设计方法,可用于桨叶剖面结构的设计。第一级优化以变密度法(SIMP)作为拓扑优化的材料插值方 法,以桨叶体积最小化为设计目标,约束桨叶节点位移和应力,建立桨叶的拓扑优化求解模型;第二级优化以重 构的桨叶模型为基础开展形状优化,降低局部应力集中以及找到合理的边界节点位置。对优化后的模型进行 有限元分析,结果表明:通过拓扑优化和形状优化的两级优化,能够得到满足强度和稳定性要求的结构布局,为 桨叶结构设计提供指导方案。     

低HSI噪声旋翼桨尖外形优化设计方法

建立了一套基于计算流体力学(CFD)/FW-H_pds方程(Ffowcs Williams-Hawkings equations with penetrable data surface)的气动噪声预估技术和组合优化算法的低噪声旋翼桨尖平面外形设计方法。首先,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为旋翼流场求解控制方程,围绕旋翼流场的网格采用嵌套网格方法生成。在优化过程中,桨叶网格生成采用提出的高效参数化的网格自动生成方法。在建立的CFD方法求解基础上,采用基于可穿透旋转积分面的鲁棒性较好的FW-H_pds方程来求解旋翼高速脉冲(HSI)噪声。然后,以降低旋翼HSI噪声为目标,以旋翼悬停气动性能为约束,提出具备前掠-后掠-尖削等组合特征的桨尖外形方案并进行优化分析。将基于拉丁超立方(LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型方法耦合到遗传算法过程中,建立了一种高效的组合优化算法。在当前的计算状态下,优化后的桨尖外形的负压峰值相比于矩形桨叶降低了58.4%,优化后的桨叶有效地减弱了旋翼桨尖区域的跨声速"离域化"现象,因此可以降低旋翼HSI噪声特性,同时可以减弱旋翼桨尖涡强度达30%,旋翼悬停性能提高了2%~3%。     

风扇叶片飞失下的结构降载机理

利用简化的转子有限元分析模型,从转子临界转速、支点动态载荷响应和转子轴心轨迹等方面进行了有无降载设计的对比分析,研究了风扇叶片飞失下的结构降载机理。结果表明:由于1#支点的熔断设计,低压转子支承由3个支点变为2个支点,风扇振型的临界转速降低,使得风扇转子运行在超临界转速上,轴心轨迹半径减小,从而降低高转速下的载荷响应,同时该机理研究采用的方法可用于熔断结构载荷阀值范围的确定以及其降载效果的评估。