某型航空发动机无螺栓挡板离心应力的计算分析

无螺栓挡板结构是现代航空发动机上的一种先进结构,本文对某型发动机的无螺栓挡板结构进行了建模和计算分析,通过分析得出无螺栓后挡板上的最大等效应力的大小及位置,并且根据计算机构得到在离心力作用下高压涡轮后挡板上不同区域内最大等效应力与转速的变化关系曲线,对发动机设计点、最大热负荷两种工作状态下的等效应力的大小进行了分析,通过计算分析可以为无螺栓挡板结构的设计技术研究提供必要的参考。     

涡轮转子无螺栓挡板过渡态热固耦合响应分析

采用有限元方法间接耦合方式分析航空发动机涡轮转子过渡态热和变形响应,获取无螺栓挡板过渡态热与机械载荷共同作用下涡轮转子的温度场、变形和应力历程。结果表明,过渡态下的无螺栓挡板与涡轮盘径向配合面受力及挡板自身应力分布均与稳态下的差异明显,且过渡态无螺栓挡板应力峰值大于所有稳态值。为保证涡轮转子无螺栓挡板过渡态下工作安全可靠,应关注其过渡态响应特性。此结论可为航空发动机涡轮转子无螺栓挡板过渡态响应分析与无螺栓挡板设计提供工程参考。     

涡轮盘与挡板的无螺栓连接结构

本文介绍了涡轮盘、挡板的无螺栓连接结构概况,分析了设计、加工和装配中的难点,提出了解决问题的方法.     

无螺栓高压压气机转子结构分析

根据新一代高负荷高压压气机结构设计需求,引入无螺栓高压压气机结构设计概念,从结构强度、部件质量和寿命等多方面对比分析了有无螺栓连接的高压压气机结构的区别,并对无螺栓高压压气机转子结构设计难点进行了初步分析。结果表明:无螺栓转子结构具有成本低、质量轻和便于装配等多项技术优点,能够满足多种类型航空发动机的需求,具有很好的结构通用性。     

航空发动机叶片突丢后动载荷对螺栓强度的影响

航空发动机使用过程中,若发生叶片丢失,除了会导致非包容性破坏外,还会产生动态载荷,从而可导致发动机的连接螺栓破坏,引发更大的故障。针对风扇试验件试验时因叶片丢失而引发的连接螺栓断裂故障,计算了单个风扇叶片丢失后转子支点处产生的动态载荷,分析了动态载荷作用下危险截面处螺栓的应力,并结合断口分析结果验证了分析结果的正确性。本研究成果可为航空发动机转子在叶片丢失情况下的强度设计提供极限载荷输入。     

航空发动机涡轮叶片包容试验及数值模拟

为了解断裂涡轮叶片与包容环的撞击过程,研究航空发动机的包容性能,提高飞机飞行安全。在高速旋转试验台上进行了飞断平板叶片与包容环的撞击试验,并采用基于撞击动力学理论的有限元数值计算方法模拟了撞击过程。结果表明,平板叶片撞击包容环产生两个撞击点,第二撞击点是较为危险的撞击点,撞击点处的径向凸起量随初始撞击动能的增大而线性增大,两撞击点间的距离随初撞击动能的增大而线性减小,数值模拟准确地反映了叶片与包容环的撞击过程。研究结果对航空发动机包容环结构的优化设计和包容能力的校核计算有一定的参考价值。      

低压涡轮叶片内冷通道不同强化换热方案的换热特性

利用数值计算和实验相结合的方法,对原型涡轮叶片、改进型叶片和简化后的内冷却通道的模型进行了研究。结果表明,改进的内部冷却通道结构较原型结构冷却效果提高了约7.8%。这种结构改型不但可以强化整个通道的换热,使叶片平均温度降低,同时还可以改善壁面温度的分布,消除局部过热产生的热应力。      

涡轮导向叶片热疲劳分析

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。      

推重比10一级发动机技术改进方案分析

依据大量计算和估算研究 ,探讨了提高发动机推重比的改进方案。在推重比 1 0一级发动机参数的基础上 ,进行了发动机性能对设计参数的敏感性分析和初步优化迭代计算。依靠气动热力学的进步和配以相应的材料、工艺技术 ,发动机推重比可达到 1 2左右。进一步依靠减重设计和轻质材料的应用 ,发动机推重比可达到约 1 5。通过方案的相对难度比较分析 ,确定了一套可行的、短期可实现的、可达到推重比 1 5的改进方案      

航空发动机测试信号噪声特性分析

在采集到的航空发动机测试信号中不可避免地混有噪声或干扰信号,讨论了利用频谱分析、滤波、小波分解、双谱估计、以及自相关分析等提取发动机信号噪声的方法,分析了发动机信号噪声的类型和特性。结果表明:发动机噪声主要是加性、低强度的连续频谱,在某几个频率成分上也分布着线状频谱。噪声中既有白噪声、又有非平稳的入侵色噪声。      

某型航空发动机高压涡轮叶顶间隙三维数值分析

利用有限元分析软件计算出了某型航空发动机高压涡轮叶顶间隙的时间历程变化.分析过程中考虑了温度、压力和转速的影响,并给出了施加边界条件的新方法.通过与前人的计算方法进行对比分析,得出了较为合理的结果:转速的影响是轮盘径向尺寸变化的主要因素,而温度是影响机匣和叶片的主要因素,叶顶间隙分别在慢车突然加速和反推力状态下出现最小值.      

某双转子发动机冲击振动的分频小波提取与故障分析

采用小波-时频方法对某双转子发动机地面实测数据进行了分析,得到了试车过程中系统在不同工作状态下振动的时频特征。在振动能量的时频分布图中,不同的频率区间内含有不同的冲击成份;在此基础上对信号在不同的频带进行谐波小波包分解,分解信号能量主要集中在某一个频带范围内,进一步分析可以确定系统滚动轴承失效模式。      

上游叶片尾迹对转子叶片非定常表面压力频谱特性影响的研究

为了研究上游叶片尾迹对轴流压气机转子叶片非定常表面压力的影响,采用在叶片表面埋设微型压力传感器的方法,测量了一个单级低速轴流压气机转子叶片的非定常压力分布。对转子叶片非定常压力分布的分析显示:转子叶片压力面非定常表面压力主要受上游叶片尾迹影响,其主导频率为上游叶片尾迹频率及其倍频,压力波动幅度随上游叶片尾迹的衰减而沿流向减弱。转子叶片吸力面非定常压力受叶片附面层和上游叶片尾迹共同影响,其主导频率为上游叶片尾迹频率及其倍频,但是在吸力面前部气流加速区压力波动幅度沿流向增大,而在吸力面后部气流减速区压力波动幅度沿流向减小。在存在尾缘分离的情况下,在分离区附近产生较大压力波动。尾缘气流分离产生的压力波动频谱中含有上游叶片尾迹频率及其倍频的分量,但其频谱可能比较复杂,并非单一地受上游叶片尾迹影响。      

涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化

建立了一个涉及结构、气动、传热、振动、强度和寿命等学科的涡轮冷却叶片多学科设计优化系统, 进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化.提出了单孔薄壁冷却叶片的参数化造型方法, 叶片叶型采用5次多项式构造, 气动与传热为三维耦合分析;叶片体积平均温度与最高温度为优化目标, 强度、振动和寿命等学科相关参数为约束, 模拟退火与序列二次规划组合算法进行叶片参数空间寻优, 在保持冷却气体流量不变的条件下, 优化提高了冷却效果, 降低了叶片材料的性能要求.      

宽弦空心风扇叶片动力响应特性研究

宽弦空心风扇叶片是未来风扇叶片的发展趋势.本文采用ANSYS软件利用数值模拟方法, 通过对叶片的模态特性和脉冲激励下的响应特性研究得到了叶片的基本变形以及动态响应变形情况.结论为该风扇叶片振动时以弯曲变形为主, 工作转速在6000r/min以内, 弯曲振动变形规律以及叶片空心加芯板的结构决定了叶片应力集中发生在内含芯板的叶盆中心处.另外, 在叶片高速旋转时的离心作用使得叶根处也成为应力集中区域.      

涡轮叶片的多学科设计优化系统

建立了一个全三维涡轮叶片的一体化多学科设计优化系统, 并对某叶片进行涉及五学科的设计优化分析.在此优化系统中, 采用5次多项式方法进行三维涡轮叶片的参数化建模, 单元线性插值法完成学科间载荷信息的传递, 多岛遗传算法及二次序列规划法联合进行整个优化问题的寻优.实例分析结果表明, 一体化优化使涡轮叶片性能得到明显提高, 所建系统稳定、高效, 具有应用于工程实践的可行性及可靠性.      

微小“Г”型蒸发管在常压条件下蒸发率研究

为研究微小型发动机中的Г型蒸发管的蒸发性能,在进口空气为常压条件下,对微小尺寸Г型蒸发管的蒸发性能进行了试验研究.研究了气油比、进口空气温度以及蒸发管内空气流速的变化对蒸发管燃油蒸发率的影响.试验结果表明,气油比和蒸发管空气进口温度是蒸发率的主要影响因素,蒸发管内空气速度影响并不显著,气油比的增大和空气进口温度的增大都会导致燃油蒸发率的增大.     

基于小生境遗传算法和RANS方程的平面叶栅气动优化设计

发展了一种将小生境遗传算法与RANS方程数值求解相结合的平面叶栅全局优化设计方法.该方法针对遗传算法的搜索原理和平面叶栅的气动外形特点, 提出了与之相适应的Bezier曲线参数化表达, 构造了用于优化设计的适应度函数.优化设计变量是平面叶栅的参数化Bezier曲线特征多边形控制点坐标, 目标函数为极大化叶栅的升阻比, 约束条件综合考虑了叶栅的进出口几何安装角及叶片强度和性能等要求, 约束条件的处理采用松紧罚函数法.优化得到的叶栅升阻比比初始叶栅提高了8.3%.      

核心机及其派生发动机发展的方法

核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可以通过增大空气流量和增大核心机的循环功来实现发动机推力增大,但需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可以采用保持高压压气机设计换算转速不变,或者保持最高燃气温度不变的技术措施,实际应用中上述两种方法都采用。因此,在核心机及基本发动机研制中,既要有燃气温度和转速的储备,又要有高压压气机性能的储备。但是,在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。