航空发动机过渡态典型热端部件热响应分析

为满足航空发动机方案设计阶段结构分析及强度寿命评估的要求,必须提供相关零件稳态和过渡态热状态数据。应用1维解析方法和数值方法分别对薄壁类和轴对称缘盘类热端部件进行了过渡态热状态计算分析,得到带涂层叶片、盘及机匣平均温度随发动机状态的变化,并依此分别进行了各零件热响应分析;由热响应分析结果得到了高压涡轮转子和机匣过渡态热伸长量,并进行了过渡态的热间隙分析,为结构分析提供输入;计算结果与采用ANSYS软件计算的结果偏差普遍在3%以内,说明计算方法合理,可适用于方案设计阶段过渡态热端部件热状态计算。     

带热障涂层涡轮冷却叶片冷却特性计算方法研究

阐述了航空发动机高温涡轮冷却叶片热防护系统流体动力与冷效特性计算方法。计算方法考虑了叶片隔热涂层对发动机气冷叶片冷却效果的影响,在发动机过渡态工作过程中考虑了叶片和隔热涂层的瞬态热传导,建立了瞬态带隔热涂层复合涡轮冷却叶片流体动力与冷效特性计算的计算模型,并完成了相应的程序编制。     

航空发动机陶瓷热障涂层技术

介绍了西方及俄罗斯采用陶瓷热障涂层来保护航空发动机的热端部件。电子束物理气相沉积(EB-PVD)方法制备热障涂层(TBC)技术的出现,可望解决发动机转子件热保护这一难题。     

电子束物理气相沉积热障涂层的研究

７０年代以来，陶瓷热障涂层技术被广泛用于保护航空发动机的热端部件。热障涂层具有减少热流、降低热端部件工作温度（或提高发动机工作温度）、防止腐蚀和磨损、提高效率、节约燃料、延长零件工作寿命的功能。采用电子束物理气相沉积制备的热障涂层具有更高的抗氧化腐蚀剥落能力、界面结合力及热循环寿命。     

航空发动机高温防护涂层技术发展现状与标准需求

结合高温防护需求–涂层材料和结构设计–涂层制备技术–涂层性能评价这一主线,探讨了国内外航空发动机热端部件常见高温防护涂层领域内相关标准的制修订现状,并结合航空发动机的发展趋势和科研生产的实际需求,提出了该领域内标准制修订工作的一些建议。     

某航空发动机热端部件涂层技术

为提高航空发动机热端部件抗腐蚀、抗高温氧化、抗磨损等能力,延长机件使用寿命,通常采取在发动机热端部件喷涂具有耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等功能的防护涂层[1].由于设计原因,某航空发动机在工作过程中,一级涡轮导向器隔热屏封严篦齿的外篦齿暴露在高温燃烧区,术得到有效的冷却,产生极大的热应力,引起篦齿根部背面涂层裂纹甚至掉块,如图1所示.统计分析表明:某航空发动机工作到大寿命时,一级涡轮导向器隔热屏NiCr-Cr3C2涂层裂纹故障率高达80％,因此研究热端部件NiCr-Cr3C2涂层修复技术成为目前一项急待解决的问题.要解决涂层裂纹甚至掉块的故障,就需要提高涂层的结合强度,保证涂层获得相当的耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等能力,为此必须适当调整涂层材料的成分配比[1-2].     

大功率EB-PVD陶瓷热障涂层的研究与应用

陶瓷热障涂层用于涡轮发动机的热端部件可显著提高其使用温度,延长部件的使用寿命,并提高发动机的效率。介绍了制备陶瓷热障涂层的电子束物理气相沉积技术。分析了热障涂层的剥落失效机理,同时对热障涂层的隔热效果的研究也进行了介绍。     

航空发动机空气系统和热分析的耦合计算与试验验证

针对航空发动机空气系统设计和热分析计算分开进行且不考虑发动机部件对空气系统换热影响的特点,结合热分析计算实际,通过计算空气与热端部件之间的热量交换,建立了空气系统和热分析的耦合计算方法,并通过试验予以了验证。计算结果和试验结果的对比表明,耦合与非耦合计算的腔室压力基本相同,但耦合计算的腔室温度更接近试验结果,耦合计算相比于非耦合计算与试验的温度误差减小9.7K,耦合计算方法有利于减小空气系统温度计算误差。     

基于过渡态测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法

为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法。引入自适应模拟退火（ASA）优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化。以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证。结果表明：优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求。算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度。     

陶瓷涂层在航空发动机上的应用研究

海军用航空发动机工作环境相当恶劣,其热端部件极易受到腐蚀,在涡轮叶片喷涂陶瓷涂层可以有效解决这一问题。本文通过试验验证的方法,分析了陶瓷涂层的抗高温氧化、抗高温热腐蚀和抗热震性能,以及介绍了陶瓷涂层在航空发动机上的应用及发展前景。     

燃气轮机燃烧室燃烧气体燃料的数值模拟

采用数值模拟方法对燃气轮机环形燃烧室燃烧天然气、中低热值燃料进行燃烧性能的数值分析。根据该燃机的结构特点建立了包括扩压器、机匣等部件计算几何模型;计算中采用SIM-PLE算法,可实现k-ε双方程湍流模型,六通量辐射模型、非绝热概率密度函数（PDF）燃烧模型及热力型NO模型对其进行燃烧数值模拟,分析了燃气轮机环形燃烧室燃烧3种燃料性能。计算结果表明：该燃机燃烧天然气、中热值燃料燃烧性能均能达到设计状态,而燃烧低热值燃料燃烧室出口温度较低,表明燃烧过程的数值模拟可为进一步优化燃烧室的结构,改善流场结构提供有用的设计依据,适合于工程应用。     

燃用低热值燃料燃烧室试验

对采用低热值气体燃料燃烧的某型发动机燃烧室进行试验研究,并对该燃烧室进行改进设计.通过降低主燃区燃气速度和对燃料气进行预热以提高燃烧效率,通过对火焰筒头部及喷嘴进行改进以提高燃烧室出口温度,通过在火焰筒掺混段加掺混管来优化温度场.试验研究表明:改进后的燃烧室其燃烧效率和出口温度优于原型燃烧室.      

低热值气体燃料燃烧室数值模拟与试验研究

以某型航空发动机燃烧室为研究对象,对低热值燃料燃烧室进行了数值模拟和试验研究。采用RNGk-ε模型、小火焰紊流燃烧模型和P-1辐射模型,预估了紊流特性、化学反应速率和辐射通量;应用SIMPLE算法,对离散方程进行求解。计算结果与试验数据比较表明二者基本吻合,这说明计算方法合理,可用来估算低热值燃料燃烧室的燃烧性能。     

燃料喷口位置对燃烧室污染物生成性能影响

对一种使用中低热值生物质气的干式低排放（DLE）微型燃气轮机燃烧室开展了研究,对燃料喷嘴口在不同位置时的污染物生成特性进行了实验测试和数值模拟,获得了喷口位置对燃料与空气的混合均匀性、NOx生成特性的影响规律。结果表明:调节燃烧室的燃料分配比例、燃料喷口位置对燃烧室的排放特性会产生影响,存在一个使NOx排放最低的燃料分配比例;燃料与空气混合的均匀性是影响NOx生成的主要因素之一;NOx主要在值班燃烧区中产生,调整值班级喷口喷射方式可以使NOx质量浓度降至7.6 mg/m3。      

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

一种根据燃气成分计算燃气温度的方法

叙述了一种根据有限的燃气成分推算燃烧室出口高温燃气温度的计算方法，并分析了燃气成分测量误差、燃料低热值、燃料成分及燃料温度等对燃气温度的影响，该方法考虑了高温燃气解离的影响，利用数值解技术开展计算。根据此方法编制的计算机程序已应用于某高热容燃烧室出口燃气温度测量中，获得了燃烧室出口温度场.     

WZ5发动机改用中热值气体燃料

为了WZ5航空发动机改用小化肥厂的废气(含氢约50％、甲烷约20％,其余为氮气,热值约3000kcal/m~2),重新设计了燃烧室喷咀。试验证明,改型后的燃烧室点火、火焰稳定性、燃烧效率、燃烧室总压损失、出口温度分布、冒烟和壁温等均达到发动机基本指标要求。     

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.      

TAPS/MLDI低污染燃烧室油雾特性

采用粒子图像测速仪对一个带多点贫油直接喷射双环预混旋流燃烧室头部的低污染燃烧室油雾场进行了测量,试验研究不同燃油喷射方式时燃油流量变化对油雾特性的影响.结果表明:在试验工况下,粒径40μm左右的油珠数目最多,大于或小于此粒径的油珠数目都较少;单开值班级喷嘴时,随着燃油流量增加,燃油雾化变差;单开主燃级喷嘴时,增加燃油流量使燃油雾化稍有改善.同时打开值班级和主燃级喷嘴,保持油气比不变时,值班级和主燃级燃油量分配比例改变对燃油雾化特性的影响不大.      

燃料分配方式对微燃机燃烧室燃烧性能影响

提出了一种喷口位置可变采用燃料多点喷射的干式低排放(DLE)微型燃气轮机燃烧室,为了获得值班级与主燃级之间燃料分配方式对燃烧性能的影响,对该燃烧室在不同分配方式下的燃烧性能进行了实验测试与数值模拟。结果表明:燃料喷口位置改变对污染物排放影响不显著;燃料分配方式的改变对温度场和污染物的生成特性有影响,随着两级燃料分配比例的增大,NOx排放量呈现先减少后增加的趋势,存在一个最佳的燃料分配比例使NOx排放最低;燃烧室内存在明显的中心回流区(PRZ),便于点火及火焰传播;热力型NOx的生成量与温度高于1 950 K的区域大小和最高燃气温度有直接关系。所设计的燃烧室在以天然气为燃料的所有工况下NOx排放都可降低到50 mg/m3以下,达到了低污染燃烧室排放标准(小于50 mg/m3)。