双层涡轮叶片异形冷却单元内换热特性实验研究

基于实际加工成型的双层涡轮导向器叶片内部特征,模化出操场形和椭圆形截面冷却结构。针对其内部应用的冲击/气膜复合冷却形式,实验研究了冲击靶面的换热特性,重点分析了通道截面形状不同时,进口Re数、气膜出流以及冲击孔和气膜孔的相对位置对冲击靶面换热特性的影响。研究中发现通道内部局部Nu数呈中心对称的波浪形分布,并且气膜孔壁面上游的换热效果整体低于下游,只有在靠近气膜孔中心局部区域的换热系数较高。随着进气Re数增加,换热效果逐步增强 。实验数据表明,截面形状不同的冷却通道的换热特性规律不同。对于操场跑道形冷却通道,冲击孔和气膜孔顺排时冷却效果较好;而椭圆形冷却通道中,冲击孔和气膜孔错排时冷却效果较好。     

典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上,进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升,随相对密封间隙变大而降低;转速低于5000r/min时,旋转对篦齿流量系数影响不明显,高转速、小压比时,篦齿流量系数随转速的升高而降低,降幅超过301%;较小雷诺数下,篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低,雷诺数超过6000以后,篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显;气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小,通过最后一道齿的压力损失最大,通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据,修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式,修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。      

尾缘修型对探针支杆尾迹抑制作用的数值研究

为减小压气机试验中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰,以圆柱型探针支杆为研究对象,对其尾缘结构进行椭圆状修型处理,并采用数值模拟方法对支杆尾缘修型进行参数化研究,分析了修型几何参数对支杆尾迹旋涡抑制作用的变化规律。研究表明:支杆尾缘实施椭圆修型后所产生的总压损失随着椭圆长短半轴比值的增大而逐渐减小;当进口马赫数不大于0.50时,尾缘修型可推迟支杆表面附面层的流动分离,降低支杆尾迹掺混损失;当进口马赫数大于0.50时,尾缘修型虽能降低激波强度,但由于未能推迟壁面附面层分离,对尾迹损失抑制作用减弱。     

一种大口径蝶阀流量特性的坐标定位回归算法

大口径蝶阀是高空模拟试车台的一个重要设备,其数学模型建立依赖于大口径蝶阀的流量特性。为获得大口径蝶阀的流量特性,提出了一种基于特征坐标,从大稀疏分散试验数据中提取连续特征信息的大口径蝶阀流量特性的坐标定位回归算法。即先对无规律的试验数据过滤预处理,再基于特征坐标对预处理数据在特征坐标轴上进行压缩、合并。在此基础上提出了迭代扩充回归流量特性系数的算法,从而获得所需的大口径蝶阀的流量特性。与高空模拟试车台的试验数据对比表明,利用建立的大口径蝶阀流量特性所计算的蝶阀流量与测量流量之间的稳态误差均在5%以内。     

叶栅式反推力装置开启过程的三维非稳态数值模拟与分析

针对涵道比为8的涡扇发动机叶栅式反推力装置,计算分析了反推力装置运动部件在不同运动控制规律下的开启过程对外涵流场、风扇背压、阻流门受力等影响。结果表明:在反推力装置开启过程总时间一定时,随着阻流门开始旋转的时间点向后推移,风扇背压的脉动强度增大,而阻流门受到的气动载荷会减小,存在折中的阻流门开始旋转时间点,即移动外罩开启1/3后阻流门开始旋转;开启反推力装置总时间变化对风扇背压脉动强度和阻流门受力的影响较小;紧急停飞状态下开启反推力装置,风扇背压脉动强度最大值达到20%,超过允许值,而阻流门所受到的最大气动载荷达到4500N,相当于正常开启反推力状态下的4倍以上。      

阻尼环在整体叶盘结构中的减振应用

随着整体叶盘结构在航空发动机中的广泛应用,其抗高周疲劳能力设计愈发重要。为了提高整体叶盘结构的减振能力,以风扇整体叶盘模型试验件为研究对象,设计了2种安装在缘板下方的阻尼环,阻尼环与槽道之间通过摩擦碰撞的方式来消耗振动能量,从而降低结构振动响应。通过谐波平衡法开展了阻尼减振效果分析,获得了在不安装阻尼环、安装长方形截面阻尼环和安装圆形截面阻尼环3种工况下的相对响应幅值。通过采用自由振动衰减法在不同叶片上进行敲击,测试获得3种工况下风扇叶盘前4阶模态对应的阻尼特性。结果表明：在相同激励下,不安装阻尼环、安装长方形阻尼环和安装圆形阻尼环的相对响应幅值分别为0.126%、0.98%和0.168%,圆形阻尼环具有较好的减振效果,与试验结果吻合较好。说明在配合关系合理的情况下,阻尼环与配合槽道摩擦接触消耗能量,降低了风扇整体叶盘的响应,增大了叶盘的低阶阻尼比。研究结果对工程上整体叶盘结构减振设计具有一定的参考价值。     

中心分级燃烧室头部冷态流场特性实验研究

为了深入研究中心分级燃烧室的流场特性,采用PIV方法对其头部冷态流场开展了实验研究,重点分析了中心分级燃烧室头部流场的结构特征以及主燃级旋流数对头部流场的影响。实验结果表明：中心分级燃烧室头部典型流场结构形成一个较大的中心主回流区、较小的端部回流区及角回流区,主、预燃级气流的相互耦合过程分为独立射流、气流掺混和气流合并三个阶段。主燃级旋流数对头部流场结构影响较大,随主燃级旋流数增大,主、预燃级气流耦合作用减弱,回流区分布形态发生较大变化,新的流场结构特征为中心主回流区范围明显收缩,端部回流区向下游延伸,在主、预燃级之间剪切层形成较长回流区。针对该中心分级燃烧室头部,主、预燃级气流由耦合流动变为解耦流动的临界主燃级旋流数为0.8~1.0。     

高性能低压涡轮设计与试验

以某涡扇发动机为平台,采用正交叶片设计和全三维设计等技术全新设计的低压涡轮,负荷水平较原型提高10%,且设计过程中强调在整机环境中验证低压涡轮的匹配性能。试验结果表明,新设计的低压涡轮满足设计要求,在涡轮负荷水平大幅提高的情况下效率提高0.5%;在发动机整机试验中与其它部件具有良好的匹配工作性能,顺利完成了该整机平台的地面试车,发动机不加力最大状态推力增加464 daN,超过原计划增加200 daN的指标。     

基于光纤光栅变形光谱的疲劳裂纹扩展监测方法

为研究金属疲劳裂纹扩展的在线监测技术,基于改进传输矩阵的光谱模拟方法,建立反映光纤布拉格光栅（FBG）光谱变形机理的裂纹扩展在线监测方法。研制了疲劳裂纹扩展在线监测系统平台,提出基于平移不变量小波法的试验光谱去噪方法,解决试验光谱信号中非连续与快速变化点难以平滑的问题;提出仅与裂纹扩展状态相关的FBG光谱面积参数,克服了光谱中心波长、光谱带宽等传统特征参数仅适用于恒定外载与恒定温度或对裂纹不敏感的局限性,给出基于光谱面积曲线拐点的裂纹扩展状态判定依据。     

压气机效率计算方法的探讨

在航空发动机的各设计和试验环节,压气机效率的准确定义对正确评价压气机性能和发动机热力学设计有着重要影响。明确了压气机效率的基本定义,指出了等熵效率和多变效率的评价方法及特点。归纳了目前设计、试验中压气机等熵效率的各类计算公式,并针对三种温升效率的计算方法开展了有效性和适用范围探讨,分析了试验中温升效率和扭矩效率测量精度的影响因素。推导了考虑级间引气的效率定义公式,并利用该公式评估引气对压气机效率计算结果的影响。