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。      

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

大涵道比涡扇发动机风扇/ 增压级试验件结构 设计及验证

某大涵道比风扇/增压级试验件为1级风扇加3级增压级结构,为实现风扇/增压级部件特性录取,结构设计在满足气动设计要求的基础上,重点考虑了合理性和可靠性问题,采用理论结合工程经验的方法完成了转子支撑、静子连接和轴承润滑及密封等难点设计,兼顾大涵道比风扇/增压级结构及气动特点,采用宽弦风扇叶片设计、榫头/榫槽圆弧榫连及装配式风扇转子流路板结构。顺利完成试验件研制工作,经试验验证,压比、效率等性能参数达到或超过设计指标。     

穿越微下冲气流的飞翼布局无人机控制方法

微下冲气流是最危险的低空风切变形式,为在起降阶段安全穿越该气流,飞翼布局的无人机控制律应具有快速响应能力和良好的鲁棒性。针对大展弦比飞翼布局无人机舵面附加升力大和低速状态俯仰操纵效能低的特点,提出了舵面附加升力和机体气动力相结合的复合控制方案,改进了以输出误差为参考量的非线性指令分配策略,设计了基于迎角保护的指令分配策略。将风干扰和模型的不确定性视为未知扰动,采用自抗扰控制(ADRC)理论设计飞翼布局无人机非线性控制律,使之对风干扰和模型的不确定性进行估计补偿。仿真结果表明,复合控制与ADRC相结合的方法加速了航迹倾角的单位阶跃响应速度,使上升时间缩短了64%,同时能够实现对风干扰的有效观测和补偿,使高度损失低于2m;能够在风切变中有效保护迎角,使其维持在5.5°以内。因此,该方法能够为飞翼布局无人机安全平稳地穿越微下冲气流提供一种参考方案。     

超声速串列静叶积叠优化分析

在进口超声速、气流转折角大的高负荷条件下,静叶通道中激波强度高,激波、附面层干扰引起的损失大,且静叶中三维流动引起的径向载荷分布不均匀,易产生角区分离。叶片积叠优化是提高风扇性能的一项有效技术。采用数值模拟的方式研究了不同积叠形式对优化串列静叶沿展向激波结构,改善叶排间流动匹配的作用。三维流动对比分析可以得出:高负荷串列静叶采用正弓形积叠,叶片展向载荷分布合理,静叶端壁角区分离损失减小,前后叶片排流动匹配较好,风扇性能进一步提高。     

某型航空发动机宽弦风扇叶片强度分析

针对某型航空发动机,考虑到离心力和气动力共同作用的影响,对该型发动机风扇叶片进行了有限元建模和强度分析,其中对气动力的加载进行了适当的简化。计算结果表明,该型叶片具有较高的静强度储备;应力集中区域在风扇叶片叶盆靠近叶根的区域,是叶片的几何形状以及离心力和气动力共同作用的结果。     

风扇前传噪声及声衬特性研究

为了探究航空发动机的风扇噪声,通过试验研究了缩尺风扇前传噪声在不同转速工况下的频谱特性和周向模态特性,并对所设计的环形声衬降噪效果进行了验证。研究结果表明,基于试验测量数据分析得到的频谱特性和周向模态特性满足转静干涉噪声理论。随着转速的提高,风扇纯音噪声越显著,高转速工况下纯音噪声的能量约占风扇前传噪声的85%。在所研究的工况范围内,该声衬对目标频率及模态均有显著的降噪效果,且在85%转速工况时的纯音降噪效果最优,其主模态的传声损失约为59dB。该声衬对于设计频率附近的宽频噪声也有一定降噪效果,在85%转速时的宽频噪声平均传递损失约为3dB。     

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征，基于三维彻体力模型的思想，开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大，转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低，在叶尖处衰减为最小值1.5%；在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高，在叶尖处达到最大值1.4%；进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%，而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%；总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势，而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析

共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此,本文通过求解可压雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟,获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明,随前进比增大,桨叶展向拉力分布更加趋于合理,拉力中心向桨叶中段移动,可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供,升力偏置量过大容易产生激波诱导失速,不利于高速前飞。     

基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。