大涵道比涡扇发动机风扇叶片振动模态分析

对大涵道比涡扇发动机而言,风扇叶片承受较大的离心负荷和振动负荷,振动故障尤为突出。为了研究风扇叶片自身的振动特性,针对风扇叶片进行有限元建模,计算了凸肩自由和凸肩约束两种工作状态下叶片的固有频率和振型。结果表明发动机转速及凸肩状态对叶片固有频率有显著的影响,对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的振动特性研究具有重要的参考价值。     

大涵道比涡扇发动机风扇/压气机气动设计技术分析

 对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述，分析了其技术难点，旨在说明我国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战，并分析亟待突破的一些关键技术。     

GE90发动机的降噪技术

发动机的噪声是飞机的主要噪声源。大涵道比涡扇发动机降低噪声主要通过选择适当的发动机循环参数 (增大涵道比、降低风扇转速、降低发动机的排气速度 )和低噪声设计来实现。　　除了采用增大涵道比 (8.4 )和较低的风扇转速(371m/s)降低发动机噪声外 ,GE公司 2 0世纪 90年代全新研制的GE90大涵道比涡扇发动机还大量采用了部件降噪技术。这些技术包括 :(1)进气 /风扇机匣前后优化处理 ;(2 )风扇叶片低噪声设计 ;(3)风扇与进口导向叶片的间距加大 ;(4 )进口导向叶片数量优化 ;(5 )减小风扇叶尖间隙 ;(6 )可定制进口导向叶片与舱吊挂一体化设…     

风扇/压气机气动设计技术发展趋势——用于大型客机的大涵道比涡扇发动机

分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,需要在风扇/压气机气动研究方面尽快展开的一些关键研究.     

民用大涵道比涡扇发动机叶轮机某些关键技术

结合国内外的相关研究工作,对大涵道比涡扇发动机叶轮机部分设计技术研究进展进行了总结和分析,从风扇/压气机设计技术、涡轮设计技术、流动及噪声控制和多学科耦合四个方面阐述了我国发展大涵道比发动机需要解决的部分叶轮机关键技术.     

涡扇发动机涡轮和机匣碰摩故障飞行试验研究

受装机空间限制,小涵道比涡扇发动机通常仅采用发动机振动值表征发动机的振动情况,无法准确对异常振动进行定位分析和排除。针对某台涡扇发动机在试飞中出现的发动机振动值异常现象,利用机载加装的应变片和振动传感器的测量数据,对故障现象进行了详细分析。结果表明:涡轮和机匣的碰摩导致发动机发动机振动值异常增大。总结了该型涡扇发动机涡轮和机匣碰摩中发动机振动值的发展趋势的特征,为迅速、准确定位后续飞行试验中的同类故障提供借鉴。     

间冷回热涡扇发动机大涵道比风扇技术

为支持间冷回热循环涡扇发动机技术研究,开展了一台涵道比为16.6的大涵道比风扇的气动设计,获得了较高的效率和稳定工作裕度,并对风扇根部流道弯曲形式、转静连接流道形式、转子造型技术和内涵静子周向弯曲形式进行了研究。结果表明,采用的转子根部反曲率流道、转静连接流道、宽弦-正攻角设计转子叶片、根部反弯设计内涵静子,能有效支持气动方案设计,改善大涵道比风扇气动设计中效率低、内涵裕度不足等问题。     

民用涡扇发动机结构与建模分析研究

数学模型是航空发动机性能仿真与控制系统设计的重要技术基础,针对民用涡扇发动机建模需求,以广泛使用的大涵道比涡扇发动机为研究对象,参考国外经验并结合理论分析,进行与整机建模相关的发动机主要部件结构特点和部件建模方法研究,给出发动机大风扇特性分解方法,分析空气引气系统、压气机稳定性控制系统、涡轮叶尖间隙控制系统、反推力装置等系统的结构和建模方法,以期为民用大涵道比涡扇发动机整机建模提供技术支持.     

某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片弯掠造型对风扇激波噪声的影响,本文在基准风扇叶型的基础上,增大风扇叶片尖部前掠,加宽风扇叶片中下部和根部,设计了一种改型风扇叶片,并对基准风扇和改型风扇的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析。结果表明,在海平面标准大气条件起飞工况和最大爬升工况下,改型风扇的激波噪声水平较基准风扇叶型低,证明该风扇叶型的弯掠改型设计有助于降低风扇激波噪声。     

大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机,在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异,并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力,提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作,明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。     

基于地面试车数据的高涵道比涡扇发动机飞行性能预估方法

为了预估高涵道比涡扇发动机飞行性能,使用GasTurb 11软件的试车数据分析功能计算出了某高涵道比涡扇发动机地面试车点与设计点各部件效率和流路损失的偏差.通过非设计点敏感性分析确定设计点与地面试车点的效率与损失偏差的相关性,最后预估得到高涵道比涡扇发动机的飞行性能.对某高涵道比涡扇发动机飞行性能预估研究表明:该方法切实可行,其中地面试车数据分析、地面和设计点偏差关系图、以及非设计敏感性分析是预估高涵道比涡扇发动机飞行性能的3个关键环节。      

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。     

大涵道比涡扇发动机发展研究

大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义.概述了国内外大型军民用运输机的发展现状,归纳了其性能与适航要求更高、经济性与环保性更好的发展趋势,总结了其多继承少创新,共用核心机系列化和军民融合的发展途径.针对中国目前和未来的需求,提出了需要突破的总体设计、稳定性、高压高效叶轮机、高性能燃烧室、先进空气系统等通用技术和适航、大尺寸弯掠风扇叶片、复合材料风扇叶片、低噪声设计、低污染燃烧室、反推力装置等特有技术.     

二级入轨载机小涵道比涡扇发动机探讨

对五种涡轮发动机的概念研究表明 :小涵道比涡扇发动机与冲压发动机组合 ,适于用作二级入轨载机的动力装置。     

叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真

依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值;转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构;叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构;发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。      

中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究

为满足中国军用运输机和民用大飞机用大涵道比涡扇发动机的研制需求,加速提升中国试验技术能力,根据国外先进大涵道比涡扇发动机整机试验取得的成果,分析并明确了大涵道比涡扇发动机整机试验验证依据,制定了未来中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划,系统地论证了不同类别整机试验的关注点,总结了中国开展大涵道比涡扇发动机整机试验需突破的关键技术,为开展其整机试验理清思路。     

空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征，设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件，完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计，并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时，该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间，满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少，仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据，后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量，以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线，为工程研制奠定基础并积累数据.      

叶片飞脱下转子动力学响应实验

为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。      

一种排除带凸肩风扇叶片榫头故障的新方法

探索了一种采取黏弹性橡胶阻尼器抑制带凸肩风扇工作叶片共振的新途径,通过应用于某型机风扇第1级叶片,在叶片结构不变的条件下排除了其榫头断裂故障。在发动机上的验证结果表明:根部橡胶阻尼器减振结构对叶片榫头出现最大振动应力的振型的抑制效果明显,从而拓展了黏弹性材料的应用领域。