模型机匣的包容性试验和数值模拟

为了解叶片断开撞击机匣的过程,研究航空发动机机匣包容性设计方法,在旋转试验器上进行了不同模型机匣的包容性试验,得到了叶片断开甩出时的转速、断叶撞击机匣的应变响应和断叶撞击机匣过程的高速摄影照片。试验结果表明:断叶与机匣碰撞两次,机匣破坏发生在第2次撞击,机匣的失效模式为剪切和拉伸失效。采用基于冲击动力学理论的有限元数值分析方法模拟了试验过程,反映了撞击过程中断叶的能量变化历程,较好地模拟了试验结果。     

某发动机一级压气机叶片抗鸟撞数值模拟

基于PAM．CRASH显式碰撞分析软件,建立了鸟撞发动机一级压气机叶片全尺寸有限元计算模型。计算分析了真实工况下鸟撞发动机叶片不同部位时鸟体及叶片的变形过程和动态响应。计算结果表明,鸟体被叶片切碎的大小及叶片变形程度与鸟体撞击叶片部位有关,鸟体撞击叶片根部时鸟体大部分从叶盘下通过,叶梢位移较小而叶根等效应力较大,导致叶片从根部发生断裂的可能性较大;撞击中部时,整个鸟体被叶片切碎后沿着叶片缝隙穿过,叶梢位移和叶根等效应力处于中等水平,对叶片损害不大;撞击梢部时,叶根等效应力很小,但叶梢位移很大,相临叶片发生撞击可能使发动机无法正常工作。     

某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙数值分析

为提高现代航空发动机的性能和可靠性，国内外许多研究机构都先后开展了叶尖间隙控制技术方面的研究，而进行叶尖间隙的数值分析是其中的重要内容之一。本文采用有限元数值分析法，结合某型发动机高压涡轮，分析了叶片、轮盘和机匣的热－结构耦合变形及涡轮叶尖间隙的变化规律，得到了较为合理的计算结果。计算分析表明：在发动机快速加、减速的情况下，叶尖间隙的变化较大；涡轮叶片的热响应最快，涡轮盘的热响应最慢；发动机在采用了控制机匣温度的方法后，叶尖间隙得到了有效的控制。     

编织复合材料弹体和靶板偏航撞击响应分析

为研究复合材料机匣在复合材料弹体撞击过程中弹体的破坏模式与机匣吸能特性,在ANSYS/LS-DYNA软件中基于连续损伤力学模型开展了一系列的复合材料弹体偏航撞击仿真。仿真结果表明:对于偏航撞击,随着偏航角度的增加,弹体剩余动能逐渐减小,靶板吸收的能量逐渐增大,主要是因为偏航角度越大,弹体与靶板接触面积逐渐增大。同时通过仿真得到钛合金弹体冲击复合材料靶板的计算结果,发现钛合金弹体临界穿透速度比复合材料弹体小,更易击穿靶板,因此复合材料叶片的使用不仅可以减轻叶片的质量,也有助于改善机匣包容性。     

计及机匣相对运动的涡轮叶片叶顶凹槽流动研究

叶尖泄漏流是造成航空发动机涡轮内部损失的重要因素,而凹槽叶尖是控制叶尖泄漏流的有效手段,准确了解凹槽内的流动结构有助于认识泄漏流的流动规律和泄漏损失的物理机制.为了详细研究考虑机匣相对运动时叶尖凹槽腔内流动结构变化及其对泄漏流的影响,搭建了可模拟机匣相对运动的低速平面叶栅实验台,该实验台可以进行不同叶型、不同叶顶结构以...     

砂尘在典型金属壁面上的反弹特性仿真研究

含有砂尘的空气吸入发动机,会与叶片、内外机匣之间不可避免发生碰撞,影响飞行器飞行安全。通过采用显式动力分析有限元法,建立砂尘以不同入射角度、入射速度、粒径大小及其旋转速度撞击壁面的反弹模型,研究砂尘在不同条件下与不锈钢及铝合金面碰撞后的反弹特性结果,为预测砂尘在粒子分离器中的运动轨迹提供反弹特性数据支持。结果表明:随砂尘入射速度增大,反弹速度呈增大趋势,速度恢复系数基本保持稳定;相同入射条件下,铝合金材料对砂尘速度恢复系数的影响小于不锈钢材料;旋转速度、砂尘粒径对其碰撞反弹特性影响微弱,可以忽略不计;决定砂尘反弹角度仅取决于碰撞姿态和砂尘入射角度。     

种子叶片自旋下落过程涡系的PIV实验研究

本文利用粒子图像测速技术研究种子叶片自由旋转下落过程中不同涡系的相互作用机理。以典型枫树种子叶片为研究对象,通过对比不同叶片长度、叶面厚度、叶面宽度、下落锥角、自旋角速度、下落速度和下落初始角度等参数对过渡期和稳定期的影响,分析了诱发叶片自旋的外形特征和空间特性。结合特征参数分析,对叶片自旋稳定期开展了PIV流场测量实验,解析了无干扰下种子叶片下落过程中涡系的产生和演化机理。实验结果表明:稳定期气流在叶尖正面位置产生前缘涡（沿展向呈圆锥状结构）,后缘位置产生反方向的后缘涡;两个涡发生相互耦合运动,前缘涡的强度大于后缘涡,从而导致叶面产生锥角。在前缘和叶尖前方观测到较高的速度向上的区域,而在后缘和叶根附近则出现较高的速度向下的区域,从而对种子产生向上的升力,使叶片实现自旋稳定下落。通过枫叶种子自由下落的无干扰PIV测量,初步获得了贴近叶片表面前缘涡的运动性状,验证了后缘涡的存在,结论对单翼型旋转叶片的设计有一定指导意义。     

在轴流风扇中的流场测量和显示

介绍了利用激光多普勒测速仪(LDA)和激光片光流场显示技术在一轴流风扇转子叶尖附近流场测量得到的结果.试验结果表明,转子叶尖处的通道涡并不是叶尖间隙流卷起造成的,而是由于端壁附面层受到叶尖间隙流的横向冲击后从机匣壁面上脱落形成的.     

风力机叶尖涡的数值模拟

以NREL Phase叶片的1/8模型为对象,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均的Navier-Stokes方程组,模拟了风力机叶片的绕流和尾流,分析了叶尖涡的生成和发展过程。结果显示:在叶片尖部,从前缘开始生成的压力面一侧漩涡和从约1/2弦线开始生成的吸力面一侧漩涡在尾缘附近汇合并脱出形成叶尖涡;在近尾流区域,叶尖涡先局部向内迁移,但其原因并非风轮旋转;在远尾流区域,叶尖涡以接近线性的规律持续向外迁移;叶尖涡与叶根涡共同形成的涡系结构,在风轮下游相当一段距离仍然对尾流场产生显著的速度诱导,表明尾涡对风力机尾流场产生主导作用。     

风力机叶尖涡特性及其控制

通过数值模拟研究了风力机叶片尖部尾涡强度和控制方法。在叶片尖部设计了不同倾斜角的漩涡扩散器来控制叶尖涡,分析了风力机叶片尖部漩涡特征和叶片表面压力分布情况。同时,研究了叶尖涡强度随风轮尖速比变化规律。研究结果表明,叶尖涡扩散器能够提高叶尖涡涡核的总压,削弱其漩涡强度。在粘性作用下,风力机尾流漩涡耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度,提高叶片效率。     

逆向涡流发生器减小涡轮叶尖泄漏流的数值研究

逆向涡流发生器可以有效减小涡轮叶尖泄漏流,提高叶片周向载荷.对影响逆向涡流器减小泄漏流的几个关键因素进行了数值研究,结果表明:入流和出流孔径比增大,涡流器流量增加,对叶尖泄漏流的减小效果越好,孔径比2∶1时比孔径比1∶1时涡流器流量增加了24%,叶尖泄漏流量降低了0.8%,叶片周向载荷提高了1%;与叶片前缘布置涡流器相比,在叶片中后部布置时涡流器流量增大,叶片周向载荷提高;涡流器布置越密,涡流器总流量增加,布置33个涡流器比布置9个涡流器叶尖泄漏流量降低了1.6%,叶片周向载荷提高了2.7%;出流角越小,叶尖泄漏流量越小,叶片周向载荷越大,出流角30°时泄漏流量比60°时降低了1.2%,叶片周向载荷提高了约2%.     

空调器室外机轴流风机内部流动的PIV研究

采用粒子图像测速仪PIV,对具有半管道式结构特点的空调器室外机轴流风机内部流场进行了实验研究,并结合实验结果分析了叶片顶部的叶尖涡和叶片出口尾缘涡的流动特性.实验结果显示在轴流风机流道内部叶顶区域存在与叶轮旋转方向相反的叶尖涡结构.叶尖涡产生于叶片前缘叶顶近吸力面侧,在流道内部与主流发生干涉后朝向周向和出口传播并逐渐耗散.叶尖涡涡心轨迹与叶顶弦长方向的夹角为10°,在叶高方向上叶尖涡的径向位置并不固定.与普通管道内部流动不同,叶片顶部与导风罩间的间隙中未捕捉到明显的叶顶泄漏涡现象.叶片出口近尾缘处30%以上叶高明显捕捉到尾缘涡结构,叶片压力面和吸力面侧的径向速度存在明显的方向变化,切向速度在尾迹区增加.     

平板叶片斜撞击瞬态响应的计算分析

采用有限元法,对平板叶片在不同鸟撞击角度下的非线性瞬态响应进行了数值分析研究.结果表明,平板叶片在不同撞击角度下的弯曲变形、到达最大变形的时间及残余变形随着撞击角度的增加而增大;平板叶片的扭转变形随着撞击角度的增加先增大后减少,撞击角度在小于30°及90°附近对平板叶片的扭转变形影响很小.     

航空发动机机匣的强度振动分析与评估

针对某高涵道比涡扇发动机高压压气机机匣的设计需求,采用有限元方法,从静力学角度出发,根据温度载荷和气动载荷求解机匣的温度场和压力场分布,分析机匣的应力和变形分布,以及椭圆度;从动力学角度出发,根据机匣的固有频率,结合各级转子叶片数目及工作转速,分析机匣的共振频率,从以上两方面对机匣强度振动特性进行计算分析与评估。研究结果表明:在温度场载荷和气动载荷作用下,机匣具有足够的强度储备系数;机匣共振的安全裕度满足动力学设计要求。     

用双激波模型计算风扇/压气机非设计点的性能

根据现代高速风扇/压气机内激波波系的真实结构,将适用于预测高速叶型激波损失的双激波模型引入基于基元叶片特性的流线曲率法程序,发展了一种用于预估高速风扇/压气机非设计点性能的方法。该双激波模型考虑了来流马赫数和攻角变化,较真实地反映了高马赫数风扇/压气机的实际工作状况,扩展预测风扇/压气机非设计点性能的能力。利用该模型,本文分别对一台叶尖马赫数达到1.4的大涵道比风扇和一台叶尖马赫数高达1.5的三级风扇的非设计点性能进行了计算,计算结果与试验结果保持了较高的吻合性。     

一种鸟撞击叶片的切割模型

对鸟撞击风扇／压气机叶片进行响应分析，首先必须确定鸟体撞击叶片时的切割模型。本文提出了一种更接近于鸟形状的椭球体模拟鸟撞击叶片的切割模型，给出了计算最大切片尺寸和质量的表达式。计算了3种不同质量的椭球体模拟鸟撞击叶片时的最大切片的尺寸和质量，并与圆柱体模拟鸟撞击叶片切割模型的计算结果进行了比较。     

铝-铝超高速撞击气化产物运动特性测量与分析

根据超高速撞击条件下气化产物的产生机理和辐射特性,设计了获取气化产物冲击波运动速度的序列成像测量方法,并在超高速碰撞靶上开展了直径4.5 mm铝球以6 km/s左右速度撞击2A12中厚铝板的试验,测量得到了撞击气化产物冲击波的运动序列图像,对撞击气化产物冲击波运动半径、速度、气化产物总能和波后流场参量分布等进行了定量分...     

鸟撞击载荷的冲量与时间因素的确定

为了预估叶片对鸟撞击的响应，首先要建立鸟撞击载荷模型。为此，需要确定载荷的冲量、时间因素及空间因素。其中时间因素包括加载持续时间及力一时间函数。本文介绍了鸟撞击刚性靶体时，确定其冲量及加载持续时间的一种理论计算方法。按正撞击与斜撞击、含切割过程与不含切割过程分别导出计算公式，并根据某型号发动机的有关参数给出计算实例。文中还介绍了一种无量纲形式的力－时间函数。该函数形式简单，且综合了计算分析与实验测量两方面的结果。以上内容均可供建立鸟撞击载荷模型时参照使用。     

多序列激光阴影成像技术研究及应用

为获取超高速碰撞过程中弹丸的飞行姿态及碰撞所产生的碎片云特性,开展了多序列激光阴影成像技术研究。利用多光源空间分离、偏振分光、光束角放大和补偿滤光等技术解决了单色光带来的衍射和干涉噪声以及碰撞瞬间强烈的自发光干扰问题,并先后在碰撞靶上建立了2序列、4序列和8序列激光阴影成像系统。该系统可以获得最小间隔1μs、曝光时间10ns、像素1000万的多个不同时刻的超高速瞬态变化过程图像,并在超高速碰撞靶试验中得到应用,获得了2~7km/s 撞击速度时碎片云的多序列阴影图像,该序列图像清晰地描述了碎片云的轮廓发展变化过程。该技术以低成本的方式实现了超高速摄影机的功能,满足目前碰撞试验粒子的飞行姿态及碎片云显示需要,并可以应用于其它超高速瞬态过程测量及流场结构显示。     

风力机叶片表面压力分布测量

本文给出了一个直径为5.35米的水平轴风力机在中国空气动力研究与发展中心12米×16米风洞试验段中进行的叶片表面压力分布的测量结果。在 Re 数从4×10~5至1.2×10~6的范围内,测量了叶片上八个剖面的压力分布。同时还用内式六分量天平测量了风轮的推力和功率。试验结果表明:风轮叶片根部处的载荷高于理论计算值,而叶尖处的载荷则低于理论计算值;叶素-动量理论对风轮最大功率预估偏低,而在高叶尖速比下,它对风轮的功率和推力预估偏高。测压试验结果与测力试验结果符合一致。