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某三级低压风扇不同工况叶尖间隙的变化规律及气动影响 总被引:1,自引:0,他引:1
通过模型分析结合数值模拟,对某三级低压风扇不同工况叶尖间隙变化规律及其对风扇气动性能的影响展开研究.根据叶尖间隙预估模型计算发现,三级低压风扇叶尖间隙变化具有主要与转速相关,同一转速下从堵塞点到近失速点叶尖间隙的变化并不大的特点.针对这一特征,提出了评估叶尖间隙变化对稳定裕度影响的方案.通过对使用冷态装配间隙和模型预估运行间隙分别进行全工况特性线数值仿真,结果发现:转速越大,叶尖间隙变化导致的影响也增大.在该三级低压风扇100%设计转速,叶尖间隙变化会带来0.5%进口流量、0.5%最大绝热效率以及5%稳定裕度的差异. 相似文献
224.
针对航空发动机涡轮榫接结构设计优化,根据不同的阶段和要求开展3个层次的优化:二维模型榫接结构基本参数优化、三维带盘模型榫接结构优化以及叶盘结构的气动-结构强度多学科优化.3个层次的优化是迭代进行的,第1层次构建基本的结构参数,第2层次建立在第1层次优化结果之上,同时考虑与轮盘相互影响的重要参数.在第2层次不能达到最优或不满足要求的前提下,开展第3层次的叶盘结构多学科优化研究,通过调整流道等气动参数,达到气动和结构强度两个学科相对最优.结果表明经过优化第1阶段榫接结构最大径向应力降低12.7%,第2阶段轮盘减质量6.9%,第3阶段气动和强度的综合优化效果提升2.4%,得到满足设计要求的榫接结构. 相似文献
225.
226.
为了建立CMC疲劳寿命预测方法,推广CMC在航空发动机中的应用,根据BHE剪滞模型理论,分析了随着疲劳峰值应力的大小不同,CMC可能出现的4种疲劳迟滞行为,推导了每种迟滞行为下的循环应力-应变公式,模拟了给定应力条件下的疲劳迟滞回线,通过与试验数据对比,证明了迟滞回线模拟的准确性,进一步分析了界面剪应力随疲劳循环数的退化关系。结合界面剪应力退化模型与纤维强度退化模型,设计了纤维应力计算和疲劳寿命计算流程。针对2维编织CMC,根据单胞有限元计算结果提取了纤维束应力,并对CMC进行了疲劳寿命计算,推导了CMC疲劳寿命S-N曲线,其结果与试验数据基本吻合。针对2维编织CMC的疲劳寿命预测方法,可用于编织结构的CMC涡轮导叶疲劳寿命分析。 相似文献
227.
The characteristics of the surface stabilized flame on a porous medium in an annular microscale channel were studied experimentally with methane/air mixture. In the pressure drop characteristic study, three porous media with the same pore diameter and different porosities were used and compared. The substitution of the air for the mixture was verified accurately at first. Then the relationship expression of the air pressure drop characteristic was acquired for each porous medium according to the Forcheimer correlation. The third porous medium was selected for the following research, as it had the expression closer to the Darcys law. As for the ignition characteristic study of the surface stabilized flame, a reasonable criterion was established for the flammability limit determination. Based on the criterion, the result showed that the limit reached the minimum value when the mixture equivalence ratio was 0.9. During the extinction characteristic study, through the well designed operating procedure, the experiment was conducted to obtain the strict extinction limit of the surface stabilized flame. It was indicated that the extinction limit at mixture equivalence ratio of 08 was the least. 相似文献
228.
为研究革新涡轮加速器(RTA)模态转换特性和控制策略,基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型,对RTA发动机模态转换过程进行了分析,提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法,对不同转换方法进行了仿真对比,制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划,保证模态转换过程中,发动机可始终工作在最大允许机械负荷和最大允许热负荷状态。基于本文提出的模态转换控制计划,RTA发动机可在Ma1.6条件下开始模态转换,实现在Ma0~4.0范围稳定工作,工作过程中发动机涵道比变化范围接近8倍,为飞行器加速提供高推力性能。 相似文献
229.
航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用,造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤,危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作,并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨,最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势,为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。 相似文献
230.
针对非线性增量动态逆(INDI)控制方法运用到飞行试验时需要进行状态量导数(角加速度)的实时估计并且存在延迟等问题进行了研究,并给出了工程应用上的实际解决方案。对试飞无人机(UAV)平台进行了动力学建模,利用非线性增量动态逆控制方法和控制器分层设计方法设计了无人机姿态控制系统。采用卡尔曼滤波器设计了角加速度估计器为控制律提供角加速度实时反馈。通过基于模型的控制系统设计方法将控制律实现,并进行实际试飞试验。结果表明:该控制方法工程上可实现,具备良好的鲁棒性和指令跟踪能力。 相似文献