脉冲爆震载荷作用下转子系统动力学特性

针对脉冲爆震涡轮发动机(PDTE)气动载荷具有周期性、非定常的特点,应用有限元法建立了PDTE转子系统动力学特性计算模型。在验证计算模型准确性的基础上,研究了周期性、非定常轴向力和扭矩对转子系统动力学特性的影响。研究结果表明:与传统燃气涡轮发动机相比,PDTE转子系统同时存在弯曲振动、轴向振动和扭转振动。脉冲爆震燃烧室的气动载荷会改变转子系统的弯曲刚度,但对气动载荷合理设计后,其对弯曲振动的影响较小。周期性、非定常轴向力引起转子系统轴向振动,且轴向振动特性主要受零频和1阶轴向共振频率处响应的影响。PDTE工作时滚珠轴承的轴向支反力会不断变向,在设计滚珠轴承时应予以考虑。周期性、非定常扭矩引起转子系统扭转振动,1阶扭转共振频率分量在扭转振动响应中占优。      

航空发动机转子轴向力动态特征测试技术

以航空发动机止推轴承轴向力为研究对象,基于应力环法的测量原理,发展出一种新的适用于转子轴向力动态特征测试技术。基于固支梁模型设计了扇形支点的应力环传感器,通过理论分析和有限元仿真验证结构设计的合理性,并对应力环传感器测量的灵敏度和静态特性指标进行量化表征。某型航空发动机整机轴向力试车结果表明:转子轴向力中存在不可忽略的动态交变载荷,其峰值与轴向力稳态值的比值为6%~29%。频域分析发现,引起轴向力动态交变载荷的频率成分包括转速基频、转速2倍频及34、68 Hz。相位分析表明,34 Hz与68 Hz引起的动态交变载荷使应力环传感器周向测点的时域波形发生相位同步变化,符合轴向的振动特征;转速基频与2倍频引起的动态交变载荷则沿应力环传感器周向进动变化,符合转子不平衡特征。      

含端面封严的转子动力学建模及振动特性分析

石墨端面封严是航空发动机中广泛采用的一种接触式封严结构,其在工作时由于转子摆动将不可避免地对转子产生非线性激励载荷。为揭示此种端面接触式封严对转子的动力学影响,以偏置盘转子-封严系统为对象,考虑转子摆动的影响推导了端面封严的非线性激励载荷,建立了含端面封严的偏置盘转子系统的非线性动力学方程,结合数值分析详细研究了端面封严诱发的转子非线性动力学响应及稳定性特征。结果表明,端面封严载荷对转子系统始终做正功,当系统阻尼不足以耗散封严载荷输入的振动能量时,转子振幅将逐渐发散并表现出失稳特征,此时转子频域响应由转子模态成分主导。通过对关键参数影响分析,发现减小封严结构接触半径、摩擦系数、轴向刚度或提高系统阻尼有利于提升转子稳定性。     

带止口定心传扭结构高速转子轴向预紧力估算方法

针对涡桨发动机带止口定心传扭结构低压模拟转子的轴向预紧力开展研究,为带止口定心传扭结构高速转子轴向预紧力的确定提供理论分析方法。采用分段圆筒的简化思想,建立了前三级压气机盘和中心拉杆的简化模型。基于弹塑性力学和材料力学理论并考虑离心载荷的影响,揭示了轮盘间轴向力变化量与转速之间的关系,对设计确定的低压模拟转子初始轴向预紧力进行了评估。研究表明:评估的低压模拟转子初始轴向预紧力能确保止口定心传扭结构可靠工作,研究成果具有理论意义和工程应用价值。     

某航空发动机高压涡轮导向器结构设计

介绍和分析了某航空发动机涡轮导向器的基本结构形式、主要零（组）件的设计、连接形式、封严和喉道面积的调整方法。     

航空发动机高压轴止推轴承载荷分析

针对航空发动机高压轴止推轴承载荷分析不准确的问题,提出1 种综合考虑发动机转子质量、高压转子气动轴向力、机 动过载以及中央锥齿轮附加载荷的载荷计算方法。以某发动机高压轴止推轴承为研究对象,采用新计算方法完成了载荷分析,并与 常规计算方法得到的结果进行对比。结果表明：新计算方法可以得到更全面的载荷谱组合状态,计算结果也更加精确;计算结果表 明轴承轴向载荷在慢车工况下较轻,与轴向力测量结果更加接近,且在该工况下容易引起轴承打滑,这与该轴承的实际使用情况相 符,验证了新计算方法的有效性。     

指尖密封轴向布局的变尺度结构研究

采用有限元技术研究了在不同压差条件下,指尖密封轴向布局中密封件轴向尺度配置对指尖密封装置的迟滞特性、密封靴与转子接触封严区接触压力的影响。研究结果表明:不同工况条件和轴向布局结构对迟滞率和接触压力的影响较为复杂,而夹心状指尖密封轴向布局结构能够具有相对较优良的迟滞特性和接触特性的匹配关系。研究工作同时表明有必要进行指尖密封轴向布局结构及尺寸的优化研究。      

最小喉道面积比对多级轴流压气机性能影响

为了研究最小喉道面积比对多级轴流压气机性能的影响,开发了一套基元叶栅最小喉道面积比的计算程序。通过对基元叶栅进行最小喉道面积比计算,得到压气机叶片沿展向的最小喉道面积比分布,同时分析了转子和静子的最小喉道面积比分布规律。最后采用修改基元叶型的前段弯度比与最大厚度来改变基元叶栅的最小喉道面积比分布,分析了不同最小喉道面积比分布对多级轴流压气机性能的影响。结果表明,压气机的阻塞流量与最小喉道面积比成正相关,并且存在最佳前段弯度比使压气机设计点效率与压比达到最大,最大厚度变小能改善压气机整体性能。     

波浪形非均匀间隙封严结构影响涡轮性能的数值模拟

利用数值模拟的方法研究了波浪形非均匀间隙封严结构和均匀轴向间隙封严结构下轮缘封严气流对涡轮性能的影响.研究表明:燃气入侵与出流结构受到静盘、动盘及主流切向速度的影响,以低于动盘转速同向旋转,并改变了转子的进气条件,增强了压力面马蹄涡强度,因此对转子出口流场造成很大影响.封严气流与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,造成涡轮效率的下降.与均匀轴向间隙封严结构相比,波浪形非均匀间隙封严结构使大的入侵与出流结构破碎为小的结构,对涡轮性能的负面影响减小,涡轮效率提高了0.9%.结果证明了波浪形非均匀间隙封严结构在具有较好的封严效果的同时提高了涡轮性能.      

涡轮盘腔轴向封严流动的数值研究

利用数值方法研究了轴向封严结构内的燃气入侵与封严流动.研究表明:由于封严间隙处流场参数梯度较大,封严面非匹配网格影响了数值传递从而造成封严效率数值结果偏高.定常数值模拟结果低估了导叶下游静压的周向不均匀性,同时没有考虑转静干涉,所得到的封严效率较非定常结果要高.非定常计算得到的导叶下游静压周向分布与试验结果符合较好,在盘腔子午面内形成3个涡核结构,引导静盘壁面流体流向动盘以补充动盘泵效应所需流量.封严间隙内存在旋转的燃气入侵与出流结构,燃气入侵伴随较大的切向速度,封严间隙内的封严间隙涡对封严效率有积极影响,封严面上径向速度的瞬时值为时均值的3倍以上.燃气入侵受到导叶尾缘周向静压分布和转子旋转的共同影响.      

涡轮叶尖迷宫式密封对泄漏流场影响的数值模拟

采用基于密度修正的三维计算流体力学程序,结合雷诺应力湍流模型加壁面函数的方法,对某一轴流涡轮转子叶尖迷宫式密封对泄漏流场的影响进行了数值研究,分析了全叶冠密封和部分叶冠密封中的泄漏流场,并详细研究了迷宫密封采用的锯齿状肋条数目对密封效果的影响,最后计算了转子效率。结果表明:涡轮叶尖表面加叶冠对进行密封,可以显著提高涡轮效率,全叶冠密封下涡轮效率提高1.15301%,部分叶冠密封涡轮效率增加0.54713%;迷宫密封中锯齿状肋条数有一个最佳值,且在此锯齿状肋条数下进行迷宫密封涡轮效率相对无锯齿状肋条增加0.1%。     

喷管喉道面积变化对大涵道比分排涡扇发动机性能的影响

使用Gasturb软件计算和分析了大涵道比分排涡扇发动机内、外涵喷管喉道面积变化对发动机性能的影响。在低压转子换算转速一定的控制规律下,研究了某型发动机喷管喉道面积变化对发动机转差、裕度、涡轮进口温度、推力、耗油率的影响。经过对比这些相互关系,可以得到1个最合理的内、外涵的喷管面积,从而指导用户最大限度地优化发动机的性能和延长发动机的使用寿命。     

内燃波转子技术对燃气涡轮发动机性能影响

为研究内燃波转子技术提高燃气涡轮发动机性能变化规律,建立内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环分析模型,开展内燃波转子通道出口气流马赫数、压气机压比等参数变化对燃气涡轮发动机性能的影响研究,探讨了内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环状态参数变化规律.研究结果表明:当压气机压比等于3.6时,发动机比推力和热循环总效率最大提高23.709%,耗油率最大减少19.165%;当通道出口气流马赫数等于0.6时,发动机比推力最大增幅达23.736%,此时压气机压比为4.4、发动机热循环总效率32.216%和耗油率减少24.366%,熵增减少7.864%,验证了内燃波转子技术能够提高燃气涡轮发动机总体性能.研究结果为深入开展内燃波转子燃气涡轮发动机基础理论和关键技术研究奠定基础.      

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。     

1种新型增推喷管的数值研究

针对轴对称喷管,利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明:射流控制能在喷管出口处形成气动喉道,即所研究喷管成为新型的固-气双喉道喷管,减小了喷管的有效出口面积,使其膨胀更完全,从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时,射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响,顺向射流能获得更好的增推效果。     

490N发动机身部局部燃气泄漏时工作状况试验分析

为了研究身部局部燃气泄漏对490N发动机工作性能及结构的影响,为在轨故障问题分析提供依据,采用490N发动机缩比件在模拟真空环境下研究喷管扩张段泄漏孔的影响,采用490N发动机在大气环境下研究燃烧室身部泄漏孔的影响。通过试验,获得了泄漏孔的扩展情况、带有泄漏孔的发动机的真空推力、燃烧室压力等试验数据。研究结果表明：在试验条件下,490N发动机喉部出现泄漏孔后,燃烧室压力下降6.9%,与喉部上游泄漏孔面积占比6.3%相当,燃烧室压力不发生明显波动,发动机仍可以输出推力;泄漏孔沿周向基本无变化,沿轴向往喉部下游,扩展速率先增大后减小,分别为0mm/s、0.588mm/s、0.142mm/s、0.067mm/s。490N发动机缩比件身部面积比14的位置处出现面积占比0.93%的泄漏孔后,发动机在一段时间内推力输出保持稳定,泄漏孔面积占比与泄漏后推力减小比例0.95%相当,且泄漏孔未发生扩展;该结果有效验证了在轨490N发动机身部面积比64的位置处出现面积占比3.2%泄漏孔后发动机在643s内维持推力稳定输出的可能性,且输出推力减小比例为3%。     

空气涡轮火箭组合发动机共同工作研究

根据空气涡轮火箭组合发动机工作原理,明确了发动机共同工作条件,建立了发动机共同工作方程,得到了发动机共同工作线,并给出了影响空气涡轮火箭组合发动机共同工作线位置的两个因素:尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温。基于共同工作方程,分析了两因素对发动机共同工作线的影响规律。结果表明:在同一转速线上,随着尾喷管喉部面积或涡轮前燃气总温增大,发动机空气质量流量增大,压气机增压比降低,共同工作线整体向右下方移动;尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温增大或减小使空气涡轮火箭组合发动机共同工作线移动的方向是相同的,但尾喷管喉部面积变化对共同工作线位置移动的影响程度大于涡轮前燃气总温。      

波箔型径向气体箔片轴承-转子系统升降速动态特性试验

为了研究以波箔型径向气体箔片轴承为支承的轴承-转子系统动力学特性,专门设计了波箔型径向气体箔片轴承试验台,质量为0.458kg的转子在该试验台上实现了超过80000r/min的运转速度.径向轴承为波箔型径向气体箔片轴承,止推轴承为多叶箔片轴承.试验结果表明:波箔型径向气体箔片轴承能够实现转子高速运行,在转子起飞后具有良好的运行稳定性,其轴承支承处振动位移幅值一直维持在20μm之内.由于驱动涡轮受到不平衡气流力的作用,转轴升速时的起飞转速要高于降速时的起飞转速.