叶型孔式预旋喷嘴流动特性数值研究

现有研究表明叶片式喷嘴是目前为止性能最好的预旋喷嘴。而在整环的喷嘴盘设计中,当喷嘴总面积、预旋角度、喷嘴数目和半径位置确定后,喷嘴叶高和栅距就固定下来,往往因为叶高与栅距的比值过小而大大降低喷嘴性能。在叶片式喷嘴基础上提出了一种能够调整喷嘴叶高到恰当值的新型预旋喷嘴——叶型孔式喷嘴(vane shaped hole nozzle,vsh nozzle)。采用数值方法深入对比研究了叶型孔式喷嘴与叶片式喷嘴的性能差异。为了考虑喷嘴下游预旋腔的掺混影响,计算域不仅包括静止的进气腔和喷嘴,还包括转动的预旋腔和接受孔。计算结果表明,叶型孔式预旋喷嘴的流量系数和预旋效率显著高于叶片式喷嘴,vsh-52喷嘴的流量系数比vane-52喷嘴高9.14%,预旋效率高4.44%。还提出采用有效流量系数、有效预旋效率两个参数来体现考虑喷嘴下游预旋腔掺混影响的喷嘴综合性能。     

基于叶栅型预旋喷嘴的计算方法

随着发动机涡轮前进口温度越来越高,设计好的预旋结构,并准确地进行预旋结构的流体动力计算尤为重要。针对发动机中普遍使用的叶栅型预旋结构,采用商业软件CFX对某种叶栅型预旋喷嘴流动进行了数值模拟计算;根据2种叶栅型预旋喷嘴的试验结果,分析了叶栅型预旋喷嘴的流动特点,同时总结了1套关于叶栅型预旋结构的流体动力计算和预旋相关参数的计算方法,并编制了计算程序。结果表明:用该方法计算得到的预旋相关参数变化规律与真实物理特性相一致。     

高压涡轮变几何对高低压涡轮流场匹配及气动性能的影响

为了研究高压涡轮变几何对涡轮整体性能的影响,对涡轮高压级进行球面端壁变几何改型,并对该涡轮的高、低压级流动进行了全三维数值模拟研究。结果显示:高压可调导叶旋转通过改变低压涡轮进口总温、质量流量来实现对低压涡轮比焓降和功率的调节,低压涡轮功率随可调导叶旋转将出现大范围的变化,低压涡轮效率随可调导叶的关闭会有所下降;高压导叶可调会改变低压涡轮进气角,进而影响低压导叶的流场结构和损失;随着轴向位置远离可调导叶,下游叶排内流场受可调导叶旋转的影响将减小。     

RB211-535E4低压涡轮二级转叶前缘磨损研究

低压2/3级导叶外机匣低压涡轮二级导叶安装槽宽度若超限,将造成低压涡轮二级转叶前缘叶根磨损,严重时将引起叶片断裂,导致发动机空停。本文通过对RB211-535E4发动机低压涡轮二级转叶前缘叶根磨损问题的研究和分析,总结维修经验,提出排故方法,解决了故障,并在后续的维修过程中得到了应用和验证。     

变几何低压涡轮气动性能研究

为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。     

时序效应对涡轮叶片非定常作用力影响的数值研究

为了研究时序效应对尾迹传递及其与下游叶片排的作用机理,利用基于密度修正的求解雷诺平均N-S方程的商用CFD软件对某一1.5级轴流低压涡轮级进行了详细数值模拟。通过调整第二级导叶的周向位置来产生时序效应,结合叶片中径处的静压系数分布来详细分析时序效应对涡轮叶片非定常力的影响。结果表明:时序效应对涡轮效率影响很小,涡轮最大和最小气动效率之间相差0.1%,当进口导叶尾迹撞击出口导叶前缘时涡轮效率最小;时序效应对动叶表面中径处压力分布影响不大,对出口导叶影响较大,压力分布改变的主要原因包括尾迹的对流传递及其撞击引起叶片环量改变;时序效应对涡轮出口导叶气动力分布影响较大,相对最大效率,最小效率下的气动负荷系数和方位角要大。     

1+1/2对转涡轮内部三维流动数值模拟

完成了某型1+1/2对转涡轮的气动设计,对其特性及内部流动进行了三维数值模拟,比较详细地分析了设计点的流场.结果表明采用无导叶的对转涡轮气动参数满足涡轮设计要求.低压涡轮级由于去掉了导叶,没有与之相关的各种损失,因而获得了比高压涡轮级更高的气动效率.对流场的分析显示,高、低压级的流动状况良好,叶片表面没有明显的分离.各排叶片进口气流角与构造角都符合.高压导叶处于亚声流动状态下,高压动叶出口完全超声,尾缘存在较强的燕尾波,低压动叶设计点基本处在亚声条件下.     

锯齿冠低压涡轮工作叶片叶冠防错位设计方法

针对锯齿冠低压涡轮工作叶片在使用过程中发生的叶冠错位故障,在综合分析各次叶冠错位故障发生原因的基础上,总结了锯齿冠低压涡轮工作叶片叶冠错位模式,绘制了模式图,并针对各种叶冠错位模式提出了1套完整的锯齿冠低压涡轮工作叶片预防叶冠错位的设计方法。在2型发动机上进行应用的结果表明,本方法是切实可行的。     

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。     

预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究

为了降低低位进气预旋流路的气动损失,针对带有不同径向角度（0°~30°）预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真,并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大,预旋系统无量纲温降先增大后减小,流动阻力减小,预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时,预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%,存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内,径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%;合理设计预旋喷嘴的径向角度,能改善预旋腔内气流的流动效果,并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。      

航空发动机研制中的技术验证机、工程验证机及原型机特点分析

为加强航空发动机产品的研制进程管控,通过分析技术验证机、工程验证机及原型机的技术特点,提出这 3 类样机是集中体现产品研制进程的载体,进而研究并建立各样机的研制过程模型,并且依托研制过程模型分析各样机的研制特点及研制成果。该项工作明确了各样机的工作内容及其实现途径,以及 3 类样机之间迭代演进、逐步实现产品开发的过程,对加强发动机产品研制过程管控、提高研制质量和效率具有重要意义。     

复合材料飞机机身工装模具一体化设计及验证

针对RX1E复合材料轻型飞机一体成型、胶结连接为主的工艺特性,进行了工艺方案的总体设计,包括装配顺序的确定和装配工装基准的选择等。其次,进行了一体化工装的结构设计,细化了制件模具的成型方案和结构零件的定位夹紧形式。最后,重新进行了尾翼、阻力板等较小部件制造,对一体化工装的实际使用进行了验证,类比分析了工装模具一体化的方案在复合材料结构轻型飞机机身上的技术可行性和先进性。研究成果可为复合材料飞机工装提供设计思路和参考。     

机器人磨抛氧化锆涂层工艺研究

使用搭建的机器人自动磨抛平台系统,针对氧化锆热障涂层磨抛工艺开展了研究,旨在通过机器人磨抛加工对涂层厚度及表面粗糙度进行合理控制,提高涂层表面质量。基于Preston理论建立了氧化锆涂层材料的去除模型;通过单因素试验研究了主要磨抛参数对材料去除深度的影响规律,基于正交试验确立了氧化锆涂层材料磨抛最优工艺参数组合和工艺步骤,对航空发动机喉道密封片氧化锆涂层进行了磨抛加工。试验结果表明,在一定范围内,材料去除深度随着磨抛压力及磨抛盘转速的增大而增大,随着进给速度的增大而减小;磨抛压力对材料去除深度的影响较大,磨抛倾角对去除深度的影响较小。机器人磨抛系统采用力控方式实现了定量均匀去除,涂层厚度和表面质量一致性良好,加工效率显著提高,同时也验证了本机器人自动磨抛系统的实用性和优越性。     

某低压涡轮盘破裂转速分析与试验验证

为了研究轮盘破裂转速分析方法并提高破裂转速预测精度,基于有限元计算结果,采用平均应力法和局部塑性应变法对某低压涡轮盘破裂转速和破坏起始部位进行预测,并与试验和失效分析结果进行对比分析。结果表明:平均应力法和局部塑性应变法预测的破裂转速与试验结果吻合较好;局部塑性应变法预测轮盘破裂起始部位与失效分析结果吻合较好;对于研究的轮盘及其工作环境,平均应力法预测破裂转速偏低,局部塑性应变法预测破裂转速偏高;局部塑性应变法预测精度相对更高。     

基于常规发动机发展STOVL推进系统的总体性能方案

结合F135-PW-600发动机构型,开展基于常规涡扇发动机发展短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统的总体性能方案研究,分析了影响性能方案的各升力部件参数,完成了针对总升力提升的方案优化。研究结果表明:以提高总升力为目标,升力风扇应选取低功耗、小压比、大流量的参数组合;滚转喷管引气量应由风扇裕度、滚转力及其力矩控制需求共同决定;增加外涵道调节机构和重新设计低压涡轮等措施,可将推进系统总升力最高提升近20%;保持主发动机部件不变,通过多学科优化设计,综合考虑质量等结构参数及耗油率等性能参数影响,可使短垂推进系统净收益提升近20%。     

GE公司民用航空发动机发展战略

进入21世纪,美国GE公司在民用航空发动机市场的表现尤为突出,研究其民用航空发动机发展战略,可为中国民用发动机产品研制提供借鉴。介绍了GE公司为提高其新产品性能所做的技术预先研究计划和技术储备;采用产品路线图方法总结了GE公司民用航空发动机产品布局和发展路线。研究结果表明:GE公司重视民用发动机核心机和衍生型号发展,为满足市场需求不断优化产品布局,为降低发动机研制风险和成本采用先进的管理模式,在不同产品中采取联合研制的策略。     

无冷却高温热电偶设计及应用

为了满足某型核心机高温测量需求,基于多种耐高温材料研制了1种无冷却高温热电偶。在国内首次将承力壳体和滞止室采用一体化设计,完成高温热电偶的结构强度计算。通过对热电偶速度、辐射和导热误差分析,使热电偶测量精度满足设计要求。将无冷却高温热电偶应用于某型核心机试验中,结果表明:该热电偶在高温燃气中结构可靠,测量数据能够真实反映高温燃气温度的变化规律。     

射流预冷试验防水温度传感器设计

为解决射流预冷试验中遇到的常规带罩温度探针接点遇水问题,基于气液两相流环境设计了1种防水温度传感器。通过设计滤水和隔热结构,避免了水对测量结果的干扰。现场校准试验结果表明:在100～450℃,该传感器的测温值比常规带罩温度探针的低1.0%～1.1%。射流预冷试验结果表明:防水传感器在一定水气比下是有效的;与常规带罩温度探针反向测试的截面平均总温估算值对比表明,在来流343.3℃、水气比5.5%的工况下,在雾化充分的测量截面,剔除个别遇水测点,防水传感器测温值明显比热电偶的高,差值最高达11.8%。,说明防水传感器可以有效减小传热误差。     

某型风扇转子叶片裂纹失效分析

针对某型风扇转子叶片的榫头工作面及叶身与缘板转接部位在振动疲劳试验后发现的裂纹故障,通过外观检查、断口分析、表面检查、成分分析、金相组织检查、硬度检查和有限元分析,对故障叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析。结果表明:故障叶片2条裂纹的性质均为高周疲劳,A裂纹的萌生与叶片表面的加工刀痕有关;B裂纹的萌生是由夹具和榫头工作面之间的磨损导致。     

航空发动机传动系统技术成熟度评价方法的应用

针对传动系统故障频发的研制现状,提出基于传动系统的技术分解结构(TBS),制定各项技术的成熟度评价专用细则,并根据专用细则制定全面开展评价工作的流程和方法。专用评价细则的建立是传动系统技术成熟度评价工作的核心,实现了对发动机通用细则的解读,且通过对细则满足情况的判定,明确了该项技术的成熟度提升方向。应用实例表明:该项工作对控制传动系统研制过程中的技术风险具有重要意义,也为承研单位制定技术能力提升计划奠定了坚实的基础。