带CFRP箍环整体叶盘强度和寿命分析及试验

1引言随着叶轮机叶尖切线速度的日益提高,传统转子材料和结构的使用已经达到了极限。带碳纤维增强复合材料(CFRP)箍环整体叶盘(blisk)结构是上世纪90年代国外在风扇转子设计中采用的一种新型结构形式[1,2],其特点是在整体叶盘叶尖位置有金属外环,在外环上带有CFRP箍环,叶片的部     

某型发动机I级涡轮盘的技术寿命

根据某型发动机Ⅰ级涡轮盘盘材在不同温度下试验所获得的低循环疲劳性能数据,以强度和寿命符合对数正态分布为前提,推出了该盘满足置信度95%、可靠度99.87%的寿命散度系数;再根据地坑式轮盘低循环疲劳试验器上所获得的该Ⅰ级涡轮盘的试验循环数和相关单位给出的飞行换算率,首次推出了该Ⅰ级涡轮盘置信度为95%、可靠度为99.87%的技术寿命.为便于对比,也给出了其它不同置信度和可靠度下的技术寿命.     

二次流与叶顶间隙损失的数值研究

叶顶间隙二次流在高压涡轮总损失中占据了较大比重.针对某型航空发动机的结构特点,研究了涡轮叶顶间隙结构对性能影响的机理.计算结果和实验数据吻合的较好.流场细节分析表明:在叶顶间隙流通面积相同情况下,台阶型、渐缩型间隙优于直线型,凸/凹型间隙效率最低;渐缩型间隙在叶片前半轴弦受到上通道涡的抑制,减少了叶顶间隙泄漏涡的强度和范围;凸型间隙在叶片前缘引起了流动分离,凹型间隙存在一高速区,增加了二次流损失.      

Ti17模拟叶片在空气中的阻尼试验

通过Ti17平板模拟叶片在空气中测阻尼试验研究,用自由振动衰减法测取到各阶振型衰减系数,得出其各阶振型阻尼比,推导出比例阻尼系数,为叶片响应计算时的阻尼系数取值提供了参考.研究还发现振型阻尼比与材料硬度、叶片固有频率及振型密切相关,并给出了定性分析.      

短周期风洞叶栅瞬态换热实验数据处理

对短周期风洞中叶栅瞬态换热实验的几种数据处理方法进行了研究,并确定了各方法的适用条件,对后续的实验具有指导意义.如果实验段流动建立稳态的时间同实验时间相比可以忽略,则传热系数可以按常数处理,否则应计算传热系数随时间变化的曲线;在叶片导热满足一维半无限大假设的条件下,脉冲响应法具有高效、快速的特点;直接进行二维非稳态热分...     

基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟

 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。     

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

航空发动机耦合双转子系统响应特性分析方法研究

涡扇发动机普遍采用耦合双转子结构,由于中介轴承耦合的影响及高、低压转子动力学特性的复杂性,导致转子-支承系统在设计时常无法避开所有临界转速。通过添加弹性及阻尼结构,可有效减小过临界转速时转子系统的振动。为分析耦合双转子结构过临界转速时的振动响应特性,可通过迭代法获得支点阻尼器的阻尼值,并利用过临界转速时稳态响应的Nyquist图椭圆近似特征对结果进行修正,从而得到更具参考价值的响应特性。     

量子重力梯度仪研究进展

重力梯度是重力位的二阶微分,对地球密度扰动具有更高的分辨率,能够更加精细、全面地反映重力位在空间上的变化.高精度重力梯度测量在地质调查、地球重力场测绘、惯性导航以及基础科学研究等方面发挥着重要作用.量子重力梯度仪是近年来快速发展的一种基于激光操控原子技术的新型高精度重力梯度测量设备,具有测量精度高、长期稳定性好等特点,...     

旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。