局部喘振的发生机理

为了深入研究高负荷压气机的失稳机制,明确失稳先兆局部喘振现象的发生机理,总结了某跨声压气机在均匀进气不同工作转速下失稳过程的实验结果,继而对其在进气畸变条件的失稳过程开展实验和数值研究.结果发现:在均匀进气条件下,局部喘振在低转速时并未发生,而发生于高转速情况下,推断局部喘振的发生与压气机叶根区域的相对高负荷有关.随后在高转速下降低叶根负荷,则局部喘振现象不再发生;而在低转速下升高叶根负荷,则局部喘振现象发生.所以得出结论,压气机叶根相对高负荷确实为局部喘振的发生条件.对于所研究的压气机,如果近失速点叶根扩散因子超过0.6,则会发生局部喘振现象.      

发动机加力喘振故障原因仿真分析

某型带加力涡扇发动机多次出现风扇加力喘振故障,对飞行安全和发动机寿命产生严重影响.为了分析加力喘振故障原因,首先通过发动机稳态计算模型分析了喷口控制系统稳态特性与加力喘振故障之间的关系,指出了加力工作线位置与风扇喘振的关系;其次根据基于AMESim的加力喷口控制系统模型和基于Simulink发动机分段线性化模型构建了联合仿真模型,基于联合仿真模型分析了喷口控制系统动态特性与加力喘振故障之间的关系,同时分析了喷口打开速度对于风扇喘振裕度的影响.     

叶栅式反推力装置阻流门运动规律对气动性能的影响

在分析叶栅式反推力装置结构及工作原理的基础上,通过计算初步研究了反推力装置运动规律对风扇出口及阻流门上气动载荷的影响.计算结果表明,反推力装置打开时,运动规律直接影响风扇在反推力装置打开/关闭过程中工作点位置,运动规律3,4分别适合风扇外涵喘振裕度较大、较小发动机的反推力装置选用;各运动规律中,阻流门气动载荷在阻流门开始转动瞬间加载.      

前后可调变弯度导叶在高负荷风扇中的应用

针对某高负荷双级风扇非设计转速裕度不足的问题,通过NUMECA三维(CFD)数值模拟软件,对比分析了可变弯度导叶(VIGV)前后可偏转调节对导叶气动性能的影响,以及导叶大角度范围内变弯度调节对提高风扇中低转速性能的作用。结果表明:可变弯度导叶偏转调节后的叶型实际弯角是影响导叶气动损失的重要因素之一;通过导叶前段适当变角度调节能减小导叶的实际弯角,推迟了导叶吸力面气流分离的出现,拓宽了变弯度导叶低损失可调角度范围;同时导叶适当的前后偏转调节能够降低导叶对缝隙位置的敏感性;此外前后可调变弯度导叶能够使高负荷风扇非设计工况实现更高的绝热效率,在90%转速、80%转速、70%转速和60%转速下的风扇绝热效率分别提高了2.04%、5.48%、6.18%和6.82%;且由于风扇喘振边界进一步远离风扇阀门线,使得风扇中低转速的稳定工作范围显著拓展。      

加力涡扇发动机喘振与消喘模拟

基于气动耦合原理,发展了涡扇发动机风扇出口分流环计算模型,并进一步基于多级轴流压气机系统的逐级单元控制体模型,建立了混合加力涡扇发动机喘振及其喘振消除的数值模拟方法,并将其应用于某型全台加力涡扇发动机过失速特性模拟。在加力状态下采用收小尾喷管喉道面积诱导了风扇压气机过失速—喘振过程,并给出了预先对加力燃烧室实施切油消除风扇压气机喘振数值模拟结果。      

三级风扇的三维流场计算

本文运用三维粘性流体计算软件Fine／NUMECA对某三级风扇多个转速下的三维流场进行了计算．并对其第一级三个典型转速进行了单独计算。分析了此风扇在不同转速下的特性变化，重点关注了设计点和近喘振边界工作点的流场特性，并分析了在设计转速时发生喘振的原因。结果表明，此风扇设计为典型的跨声速压气机设计．具有较高的效率，但仍有改进的余地。     

某型发动机喘振特征分析及消喘系统验证试验

分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响:安装扰流板后的加速过程中,总压畸变和空气流量减少引起喘振,前者是主要因素,风扇先喘压气机后喘;提高供油量后的加速过程中,燃烧室油气比始终偏大,稳定工作裕度降低,高压燃气堆积并堵塞了空气流,压气机和风扇先后喘振.喘振过程中消喘系统可靠投入工作.获得了该型发动机的临界畸变指数.为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础.      

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

轴流风扇“尖峰型”失速起始特征及其物理机制的实验及数值研究

为了探索风扇失速起始特征及诱因,采用动态流场测量试验与三维粘性流场数值模拟技术,对单级轴流风扇NPU-fan的"尖峰型"旋转失速流场和基本特征进行了研究。实验研究结果表明,轴流风扇NPU-fan在设计转速和非设计转速下均出现了典型的"尖峰型"全叶展失速的旋转失速现象,动态探针测量捕捉到了"尖峰型"失速先兆波及其特征,并且测量得到扰动波的初始转速均约为70%转速;三维流场计算表明,静子叶根角区失速会严重影响风扇的效率,但并未触发压气机的失稳。NPUfan风扇的失速情形符合Vo等提出的尖峰波失速先兆出现准则,是典型的叶尖区流动诱发的风扇/压气机失稳。     

低速压气机设计转速近喘振点流场试验研究

对某低速压气机在设计转速下从设计工况点向小流量工况点发展直至发生喘振的运行过程进行了试验 ,并在第 2级静叶出口截面进行了详细的流场测量。试验结果表明 ,当流量减小时 ,在测量截面上有明显的大范围分离流动特征。经过对比分析 ,推测出接近喘振时静叶出口的一种分离流动结构     

可变面积涵道引射器对变循环发动机性能影响

分析了变循环发动机前、后涵道引射器的几何调节方式,建立了变循环发动机稳态及过渡态数学模型,并考虑了前涵道引射器和模态选择阀门由于面积突变引起的局部总压损失,模拟了变循环发动机单外涵模式、双外涵模式及模态转换过渡态过程中,前、后涵道引射器面积对发动机性能和稳定性的影响,并与NASA试验数据进行了对比.结果表明：单外涵模式,放大前涵道引射器内涵进口面积会减小变循环发动机的回流裕度,但可增大风扇和核心驱动风扇级的喘振裕度;在由单外涵模式过渡至双外涵模式的模态转换后期,减小后涵道引射器外涵进口面积可减缓风扇压比的下降;建议前涵道引射器选择总面积保持不变而内涵进口面积改变,后涵道引射器选择内涵进口面积保持不变而外涵进口面积改变的调节方式.     

变循环发动机模式转换对压缩部件的影响

针对变循环发动机在模式转换过程中模式选择阀回流对压缩部件产生影响的问题,建立了不同模式选择阀角度的压缩系统模型,开展了多工况联合数值仿真,详细分析了在模式转换过程中外涵的流动特征以及回流对压缩部件的影响,针对回流发生机理,从整机调节的角度提出了避免回流的措施并进行了数值验证。结果表明:变循环发动机在模式转换时直接打开模式选择阀将导致气体发生回流,回流使风扇工作点升高、喘振裕度下降,模式选择阀打开至14°时风扇接近喘振边界,回流导致CDFS进口产生进气畸变,压力畸变指数最高达到15%,从而影响CDFS的性能。在模式转换前打开喷口和后涵道引射器,再配合调节前涵道引射器和CDFS进口导叶,可以避免发生回流,从而保证变循环发动机稳定工作。     

钛合金宽弦风扇叶片的振动特性

通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布,识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示:第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%,表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪,采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应,分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性,发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主,而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主,不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。      

变循环发动机部件级建模技术

以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了其整机部件级稳态及动态数学模型,建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响,考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响,所建立的模型能够执行变循环发动机2种典型工作模式:稳态及模式切换过渡态仿真.仿真结果表明:随着模式选择活门逐渐关闭,前段风扇喘振裕度显著减小;双涵工作模式下发动机耗油率低,适用于亚声速巡航飞行;单涵工作模式下发动机单位推力高,适用于超声速巡航飞行.      

涡扇发动机可变几何参数调节对性能影响的分析

对于混合排气加力涡扇发动机可变几何参数调节对其性能的影响进行了分析研究, 结果表明在超声速飞行条件下调节几何参数对于改善性能有显着效果。      

航空发动机压缩系统切断加力过渡态的性能分析

根据台架试车试验的测量数据和部件的试验特性,分析了航空发动机压缩系统从全加力到小加力过渡态过程中压缩系统部件的工作点变化情况,给出了喘振裕度随时间的变化。结果表明:在该过渡态过程中,发动机参数有较大波动,风扇裕度不会减小,高压压气机的可调静子叶片角度偏开,导致裕度有所减小,涵道比有所增大。以上参数变化应该在压缩系统设计中给予考虑。     

矿用对旋轴流通风机改进设计

为满足矿井安全生产、通风需要并节约能源,改进和开发新型矿用轴流风机十分必要.本文围绕提高通风机效率和喘振裕度两个根本问题,采用先进航空发动机压气机设计技术,结合国际先进叶片造型方法和成熟的旋转机械结构设计经验,对某矿用对旋轴流通风机进行了改进设计.改进后的通风机经性能测试及长期运行表明,改进设计有效地提高了通风机的效率...     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象,分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性,建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法,测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线,基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台,制定了多级冗余防喘振控制策略,并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度;流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001,防喘振控制的重复性精度为0.003;实现了喘振工况的实时判别和自动控制,有效避免了喘振的发生.      

试验和测试技术在风扇/ 压气机 气动设计中的作用

为了使试验结果更好地指导风扇/压气机的气动设计和优化,从多级风扇/压气机气动设计的现状分析入手,通过理论分析结合具体气动性能调试的试验过程,说明了风扇/压气机设计阶段、任务、要求和主要面临的问题,给出了多级风扇/压气机气动设计试验和优化的主要流程,包括性能试验的项目、时机、数据获得的种类、内容和分析方法。提出了试验和测试技术所需达到的水平和目标。应用该流程的某型高负荷3级风扇性能调试结果表明:设计转速喘振裕度提高约5.8个百分点。     

离心压气机不稳定流动的时频特征分析

离心压气机失稳过程是一个非常复杂的动态过程,提高离心压气机运行的可靠性需要准确获取失稳过程的时频特征。针对带无叶扩压器的高速离心压气机失稳过程中叶轮出口的动态压力数据,采用时空本征模态分解(STIMD)算法和经验模态分解(EMD)算法进行分解,得到了多个本征模态函数(IMF),并结合Hilbert变换对不稳定流动的动态特征进行分析。结果表明,STIMD算法得到了深喘和浅喘的时频信息,观察到了频率在150 Hz附近持续波动的失速现象,并捕捉到了浅喘先兆的频率曲线由抖动向恒定的过渡过程。STIMD算法改善了EMD的模态混叠问题,为压气机失稳分析提供了一种工具。