基于人工神经网络的静子叶片优化设计

采用NURBS参数化构型技术以及人工神经网络技术,对某两级风扇的第二级静子根部叶型进行优化改型。优化后,非设计点处该静子根部至中部流动得到较大改善,总压恢复系数有一定的提高。风扇总压比有较大增加,绝热效率基本不变。优化结果表明,该方法能够对静子叶片进行较好的优化改善,能够提高优化效率,减少优化时间,具有一定的实用价值。     

附面层抽吸对转子激波结构和分离流动的影响

 通过在叶片表面进行开缝抽吸组织激波结构、控制附面层流动以提高叶片做功能力、降低损失已被证明是一项行之有效的方法。以两级风扇的第2级转子为研究对象,通过吸力面和压力面的抽气研究,揭示了抽吸流与激波之间的相干效应以及抽吸流与分离流的相互制约关系。结果表明：通过抽吸能够控制通道中激波的相对位置,改变通道中激波结构,可以避免由于激波造成的附面层分离;通过适当的附面层抽吸可以消除分离区复杂的旋涡结构,提高通道中的气流流通能力,从而改善整个级的性能。     

用端壁造型减小涡轮叶栅二次流损失的数值研究

分别对常规叶栅、下端壁上凸和下端壁下凹叶栅的流场进行了详尽的数值模拟,通过将下端壁上凸和下端壁下凹叶栅中的通道涡的发生、发展过程与常规叶栅进行对比分析,对非轴对称端壁造型减小涡轮叶栅二次流损失的机理进行了初步的探讨。结果表明:下端壁上凸叶栅出口处的总压损失比常规叶栅下降了4.2%,下端壁下凹叶栅出口处的总压损失比常规叶栅增加了11.9%;在下端壁上凸叶栅中,下通道涡的形成比常规叶栅和下端壁下凹叶栅滞后,失去了充分发展的"机会"。这是非轴对称端壁造型能够减小涡轮叶栅二次流损失的根本原因。     

涡轮叶片尾缘开缝喷气的数值模拟和试验研究

以某涡轮叶栅为研究对象,采用试验和数值模拟相结合的方式研究了涡轮叶片尾缘不同喷气形式对叶栅性能的影响。应用一维源项喷气模型,结合涡轮叶栅流场数值模拟,得到了不同喷气形式下涡轮叶栅流场细节。计算与试验结果显示:两种开缝形式下,喷气比例对叶片表面参数以及出口气流角影响不大,但能量损失系数随着喷气比例的增大出现先增大后减小的趋势。对开缝时,喷气引入吹除了附着在叶片尾缘的漩涡,并增强了尾迹与主流的掺混过程;半开缝时,喷气的引入仅吹除了附着在开缝处的漩涡,对于尾缘处流场影响不大。      

TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究

根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。     

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.