几种摇臂与联动环连接结构对比分析

为了改善航空发动机整体性能和可靠性,以航空发动机从地面起动到巡航过程为研究对象,采用热-固耦合分析方法,对涡轮转子叶尖径向运行间隙(BTRRC,Blade-tip Radial Running Clearance)进行动态分析.在分析中考虑了材料属性的非线性和温度载荷、离心载荷的动态性,分别对涡轮的叶片、盘和机匣的变形进行计算和分析,得到了涡轮叶尖径向运行间隙的变化规律,以及BTRRC最小点(可选择t=180 s)和最小值(约0.18 mm),为进行进一步涡轮叶尖径向运行间隙的动态概率分析和动态优化设计奠定了基础.     

涡轮3 维叶尖间隙对典型故障特征的响应特性分析

为了有效地克服传统叶尖间隙在航空发动机涡轮叶盘的健康监测中传递信息能力有限的不足,充分考虑了在航空发动机运行过程中涡轮叶片叶尖的3维特征,提出包含径向间隙、叶片叶尖端面轴向偏转角和周向偏转角在内的涡轮3维叶尖间隙的概念,并将3维叶尖间隙特征参量作为叶片故障信号载体,通过有限元方法分析了3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片典型裂纹故障的响应特性。结果表明:3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片尾缘裂纹的故障特征信息有良好的反映效果。     

温度与转速对涡轮叶尖径向间隙的影响

给出了考虑温度和转速影响的涡轮叶尖径向间隙的分析计算方法。用ＡＮＳＹＳ有限元软件计算出涡轮叶径向间隙的时间历程变化趋势,其中叶盘径向位移主要考虑温度和转速的影响,机匣径向位移主要考虑温度的影响。该分析计算方法为进一步开展涡轮叶尖径向间隙主动控制的研究奠定一定的基础。     

大涵道比涡扇发动机低压涡轮间隙分析与设计

航空发动机涡轮叶尖间隙的准确分析与合理设计对改善发动机性能有重要意义。对叶尖间隙的影响因素进行了详细分析,并指出在总体结构初步设计中,涡轮叶尖间隙分析和设计需要重点考虑的载荷因素;给出采用NX-NASTRAN进行间隙计算的求解方法和详细步骤;以某大涵道比发动机低压涡轮的间隙分析为例,给出详细的求解过程,求解得到低压涡轮在地面起飞状态等8个工况下间隙变化值为-0.4~1.1 mm,并指出间隙初始值的确定应当主要考虑设计点状态、起飞状态和地面慢车状态。     

航空发动机涡轮叶片径向变形的概率分析

为描述航空发动机涡轮叶片径向位移的变化规律,改善叶尖间隙设计和控制的合理性,考虑多种随机变量,融合有限元和响应面方法进行了叶片径向变形的概率分析。通过对涡轮叶片在典型载荷下的热分析和结构分析,计算出叶片变形随时间的变化规律,并找出最大位移点作为概率分析的计算点;在计算点处考虑热载荷和离心载荷作用,结合响应面拟合蒙特卡洛法计算出了危险点处的叶片径向变形的分布概率和符合设计要求的可靠度,并分析了影响间隙量的随机因素的灵敏度。结果表明:叶片径向变形量和安全变形概率基本符合设计要求;影响叶片径向位移变化的主要因素是温度、转速和质量。     

航空发动机叶尖径向间隙研究进展综述

航空发动机叶尖径向间隙是影响其性能和结构安全性的重要因素。简述了航空发动机叶尖间隙研究的国内外发展现状,进而量化间隙对发动机性能的影响,摸清叶尖间隙随飞行里程的变化规律,总结出影响叶尖间隙的主要因素有热负荷、离心负荷、转子不平衡响应、转子热弯曲、机动载荷等,基于各影响因素认为,通过转、静子变形来综合计算分析稳态、瞬态间隙是目前发动机叶尖间隙主要分析方法。为数值分析发动机叶尖间隙打下技术基础。     

涡轮叶尖间隙计算实现方法与结果分析

叶尖间隙分析是研究叶尖问隙控制方法，改善发动机性能的重要内容。本文应用有限元ANSYS软件分析了某型发动机高压涡轮在温度场及离心力作用下叶尖间隙在发动机工作过程中的变化情况，介绍了涡轮各构件换热边界条件的计算方法，给出了对涡轮盘施加温度场的新方法。计算结果表明：除起动初期及停车前的很短时间外，离心力引起的涡轮盘径向位移为轮盘总位移的20％左右；离心力所引起的叶片径向位移约为叶片总位移的5．5％。     

涡轮流体介电常数对高压涡轮叶尖间隙测量影响计算分析

为了评价涡轮流体介电常数对电容式高压涡轮叶尖间隙测量精度的影响，通过理论分析获得航空发动机涡轮流体介质 的成分，并计算各成分的体积分数。由于水蒸气的体积分数对涡轮流体介电常数影响较大，仿真计算了不同工况和不同水蒸气体积 分数下涡轮流体介电常数的变化范围，在此基础上计算了涡轮流体介电常数对涡轮叶尖间隙测量误差的影响。计算结果表明：涡轮 流体介电常数对涡轮叶尖间隙测量带来的误差最高为0.3%，在工程应用时可以忽略。     

航空发动机涡轮径向间隙设计方法研究

利用PATRAN-NASTRAN有限元分析平台,以某型在研发动机为例,针对影响径向间隙的主要因素分别建立了发动机整体模型和局部实体模型,对涡轮叶尖径向间隙进行了数值分析,进而提出了径向间隙的设计方法。     

采用改进减缩模型的涡轮叶尖间隙快速分析方法

改进了一种预测涡轮叶尖间隙的缩减模型,此模型可模拟发动机各工况下温度、转速和压差对间隙的影响.利用该改进模型在某发动机高压涡轮结构设计中进行叶尖间隙计算,结果显示改进的模型能较好地揭示各工况下叶尖间隙的变化规律.此分析模型只需要输入发动机总体参数、几何参数、基本的材料参数以及传热参数,便能快速得到各个工况下叶尖间隙的变化规律,从而找出最小和最大间隙值及发生时所在工况,可在发动机初步方案设计阶段为叶尖间隙评估提供一种高效率的方法.      

基于DCRSM的HPT叶尖径向运行间隙可靠性分析

为了有效地进行航空发动机高压涡轮(HPT)叶尖径向运行间隙(BTRRC)设计,从概率的角度进行BTRRC的可靠性分析.根据BTRRC的结构特点,提出了高精度、高效率可靠性分析的分布式协同响应面法(DCRSM),以二次响应面函数为基础建立了DCRSM数学模型,并将DCRSM应用到航空发动机HPT BTRRC的可靠性分析中加以验证.结果显示:当稳态叶尖间隙δ=1.86 mm时,BTRRC的可靠度为0.996 8,综合考虑发动机效率和可靠性,基本上满足BTRRC的设计和工程需要.通过方法比较显示了DCRSM在BTRRC可靠性分析中,不但能解决难以分析的问题,还能在保证计算精度的前提下提高计算速度和计算效率;充分验证了DCRSM在BTRRC可靠性分析中的有效性和可行性,为复杂机械可靠性分析和优化提供了有效依据.     

考虑主动间隙控制的涡轮叶尖间隙建模计算研究

建立了具有涡轮叶尖间隙计算功能的发动机实时模型并设计了主动间隙控制系统,以反映涡轮叶尖间隙控制对发动机动、静态性能的影响。提出以半无限平面瞬态热传导与多项式拟合相结合的方法,更准确计算发动机动态过程中变化的叶尖间隙;基于涡轮叶尖间隙的变化量和涡轮性能参数的关系实时修正当前涡轮性能参数,提高了常规发动机部件级模型的计算准确度,且涡轮叶尖间隙每减少0.25mm,涡轮效率提高1%,耗油率下降1%;在分析气冷式主动间隙控制系统的基础上,设计了一种可以控制叶尖间隙变化的机械式主动间隙控制系统,使动态过程中变化的叶尖间隙始终处于指令间隙。通过对发动机地面加速过渡过程和巡航减速过渡过程的仿真,验证了上述方案的有效性。     

航空发动机核心机全三维数值仿真方法研究

利用流体分析软件ANSYS CFX,对航空发动机核心机进行了全三维流场数值仿真。采用出口边界模拟压气机级间引气和燃烧室二股气流流路,以及源项方法模拟涡轮叶片冷却喷射。考虑了压气机空腔效应、各叶片的端壁倒圆、转子叶片叶尖间隙等细节结构;燃烧室按照燃油喷雾模型计算化学反应。通过计算获得了核心机进口导流盆、压气机、燃烧室、涡轮及喷管的气动性能;分析整理出了部件各项参数沿径向的分布,获得了核心机推力,并与试验结果进行了对比。通过研究,初步校验了航空发动机核心机全三维数值仿真的可行性,为航空发动机整机全三维数值仿真奠定了技术基础。     

机动载荷对核心机叶尖间隙的影响初探

以典型航空发动机核心机为对象,研究模型简化方法,建立完整的计算模型,通过分析机动飞行过程中的主要载荷及作用方式,通过有限元数值模拟,得到机动载荷作用下叶尖径向间隙的变化规律,为研究间隙变化对发动机性能影响提供参考依据。分析发现:陀螺力矩和法向过载均使核心机产生明显的变形,陀螺力矩导致叶尖径向间隙相对变化量的平均值达-2.174,法向过载对叶尖径向间隙变化影响相对较弱,相对变化量的平均值达到-1.572。因此在研究叶尖径向间隙时,不能忽略机动载荷的作用效果。      

航空发动机涡轮叶尖间隙损失的统计设计

应用数值计算方法对发动机涡轮叶尖间隙引起的涡轮效率损失进行了分析，结合计算机辅助公差设计，提出了基于涡轮叶尖间隙损失的间隙尺寸和公差优化设计方法。以制造成本和涡轮效率损失最小为优化目标函数，采用Monte Carlo随机模拟法和基因遗传算法，分析计算了涡轮间隙尺寸公差和装配组成环的尺寸公差分配。     

航空发动机叶尖径向间隙静电监测方法

提出航空发动机叶尖径向间隙静电监测方法,分别对叶尖荷电在点电荷与电荷分布条件下的静电感应过程建立数学模型,得到感应电荷量与叶尖径向间隙值、叶尖周向位置及叶尖电荷分布的关系。设计并搭建叶尖径向间隙静电监测模拟实验台,提取时域特征参数并分析叶尖径向间隙值及叶尖局部曲率对静电水平的影响。数学模型计算结果表明:①感应电荷量与叶尖径向间隙及叶尖相对传感器的径向位置绝对值呈负相关;②感应电荷量与叶尖所带电荷量呈正相关,且与电荷密度分布有关;③感应电荷量与叶尖尺寸及传感器尺寸有关。实验结果表明静电信号方均根值和整流平均值与叶间径向间隙值呈负相关,与叶尖局部曲率呈正相关,其结果与理论模型相符。      

基于航空发动机工况的叶尖间隙智能预测方法

在实际工程中保持航空发动机高效运行的有效措施之一是应用叶尖间隙主动控制技术,其前提是建立精确的叶尖间隙模型以实现叶尖间隙预测。建立叶尖间隙的简化物理模型和数学模型,将叶尖间隙计算转化为热变形与传热问题,通过机器学习模型对发动机工况参数进行特征提取,利用有效特征求解传热问题的边界,从而实现基于发动机工况参数快速预测实时叶尖间隙。机器学习模型的十折交叉验证集的平均准确率为98.9%,叶尖间隙模型的验证误差为4.3%,得到了不同工况下的叶尖间隙计算结果和冷气流量大小变化规律,计算耗时小于0.03 s。     

基于ERSM涡轮盘径向变形的非线性动态概率分析

为了准确设计高压涡轮盘和叶尖间隙,从概率的角度进行了涡轮盘径向变形的分析。介绍了高精度高效率的非线性动态概率分析的极值响应面方法 (Extremum Response Surface Method,ERSM),并建立了其数学模型。考虑材料属性和边界条件的非线性,以及热载荷和离心载荷的动态性,基于ERSM对涡轮盘径向变形进行了非线性动态概率分析,得到了输入输出参数的分布特征和影响涡轮盘径向动态变形的主要因素。最后,通过方法比较,验证了ERSM在保证计算精度的前提下能大大提高计算速度,节约计算时间,改善计算效率。为进行更有效的涡轮盘设计和优化,改善叶尖间隙设计和控制的合理性提供了有效依据。     

叶尖粗糙度与倾角对光纤传感器输出特性影响

航空发动机涡轮叶片叶尖间隙变化影响发动机效率也蕴含丰富的发动机健康状态信息。实际叶尖间隙变化表现为3维变化,且叶尖表面受高温气流剥蚀等影响表面粗糙度发生变化。为探究其对光纤传感器测量叶尖间隙精度的影响,利用ZEMAX光学仿真软件分析了双圈同轴式光纤传感器在叶尖表面粗糙度变化和倾角变化影响下的输出特性,并搭建3维叶尖间隙静态标定平台对上述影响进行试验。结果表明:粗糙度和倾角增大均导致传感器灵敏度降低、零点位置后移。该结果为实现叶尖间隙变化的3维精确测量提供理论和试验依据。     

冲角变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响

航空发动机涡轮工作效率的损失很大程度在于涡轮叶尖间隙损失,而叶尖区域泄漏流动的形成机理强烈地依赖于叶栅的运行工况,因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响。为此在低速风洞中对三套不同叶片积迭线形状的矩形叶栅进行了实验,测量了间隙内以及沿流动方向8个横截面的气动参数。通过对实验结果的分析和讨论,认为随着冲角的增加叶顶压差与端壁流道横向压力梯度增大,同时叶栅的总流动损失也随之增加。