航空发动机及燃气轮机整机性能仿真综述

整机总体性能仿真是航空发动机及燃气轮机仿真的重要组成部分，在航空发动机及燃气轮机的设计制造和使用全寿命 周期内发挥着重要作用。综合70多年来航空发动机及燃气轮机总体性能仿真的发展成果，梳理了各时期总体性能仿真的发展历 程。从基本方法、模型精细化、求解算法和修正方法等角度，分析了国内外以部件级模型为代表的基于物理机理的总体性能仿真 方法研究现状；探讨了以人工神经网络、支持向量机和深度学习为代表的人工智能算法在总体性能仿真中的应用现状；介绍了机 载模型、机理-数据混合模型和多维度模型基本方法和主要成果。基于目前的研究成果和技术发展趋势，认为航空发动机及燃气 轮机总体性能仿真应向物理机理模型更精细化、人工智能技术更深入和应用模型构建更为规范化的方向发展。     

航空发动机机载健康管理系统设计方法

为解决航空发动机机载健康管理系统正向设计流程不清晰、设计需求不明确、需求设计对应及追溯不规范的问题，在对 比国内外现有健康管理功能架构体系的基础上，结合正向设计中需求捕获、需求分析和功能分配，研究了由上到下的航空发动机 健康管理系统正向设计基本流程，开发了航空发动机健康管理正向设计流程平台，实现了机载功能架构的设计。引入基于模型的 系统工程思想，采用面向对象的工程设计思路，建立功能目标量化、功能描述、模块定义等图形化设计方法，验证了该设计方法在 硬件设计中的可用性。通过研究航空发动机机载健康管理系统设计方法并分析机载功能组成，建立了可扩展的流程平台，基于模 型设计方法建立了可用的硬件设计模型，可为航空发动机机载健康管理系统设计提供参考。     

新型航空发动机空气冷却器流动传热性能试验

空气冷却器是航空发动机中空气热量交换的重要场所,针对传统扰动结构强化换热不足问题,重点研究了空气冷却器 中扰动结构的结构形貌特征与流动换热的关系。以三周期极小曲面结构为基础,设计制造了D型极小曲面扰动结构、P型极小曲 面扰动结构和基于Sigmoid函数杂化方法的D-P型（P-D型）结构。并利用纳米CT重构出样品的3维数字特征,试验研究了不同结 构来流速度与压降、换热性能和综合换热性能的关系。结果表明：D型极小曲面结构具有最优的压降、换热性能和综合换热性能： D-P型杂化极小曲面结构的阻力系数f最大,比D型结构的高56.81%;D型的平均努塞尔数Nu比P型的高18.49%,P-D和D-P杂 化结构的换热性能比P型结构的有效提高;P-D型D-P型杂化结构的Nu分别比P型结构的高2%和8.27%。在4种结构中,D型结 构的综合换热性能最优,分别比P型、P-D型、D-P型结构的高40.35%、57.2%、71.02%。     

考虑安装误差的GTF星型齿轮传动系统均载特性影响规律

作为下一代民用航空发动机主要发展方向之一的齿轮传动涡扇发动机（GTF）,其引入了星型齿轮传动系统,为探究安装误差对星型齿轮传动系统均载特性的影响规律,基于商用软件建立GTF星型齿轮传动系统刚柔耦合动力学模型,以均载系数为考查指标进行仿真分析。分别考虑太阳轮、齿圈安装误差对系统的影响,并引入柔性支撑刚度改善载荷分配不均的问题,系统地分析其影响规律。结果表明：在健康工况条件下,各啮合副接触力分布均匀,系统的均载特性良好;随着安装误差的增大,均载系数呈增大趋势,内、外啮合副均载系数较健康工况下的最多增大了21.1%和21.4%,系统的均载特性变差;通过添加柔性支撑并调整支撑刚度,内、外啮合副的均载系数减小到1.00952和1.00187,系统均载特性趋于合理,基本改善了载荷分配不均的问题。     

宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真

为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。采用光滑质点流体动力学（SPH）算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值仿真方法,经过试验验证能够较准确预测叶片损伤。开展相同条件下鸟撞击宽弦空心和实心风扇转子叶片仿真,对比鸟撞击叶片过程、撞击时叶片叶尖最大轴向和径向变形、撞击后叶片永久变形,研究被鸟撞击后空心叶片相比实心叶片的损伤特征。结果表明：空心和实心叶片鸟撞击过程相同;空心叶片被鸟撞击后叶尖轴向和径向变形更小;空心叶片被鸟撞击后前缘卷边变形更严重,对风扇气动性能和稳定性影响更大;在结构设计时应适当增加前缘空心区域局部刚度,或者适当增大前缘实心区域范围,用于提高空心叶片的抗鸟撞能力。     

基于拓扑优化的航空发动机滑油箱支架设计

支架是航空发动机滑油箱组件中的重要部件,用于连接和固定滑油箱组件中的箍带.但现有支架设计会引起与之相连的箍带承受偏心拉力,导致结构应力水平偏高进而发生疲劳破坏.本文提出了一种考虑结构局部刚度的拓扑优化方法,能够在提升支架整体刚度的同时兼顾局部刚度,使支架的刚度分布更加合理,进而显著降低与之相连的箍带的应力水平.利用该优...     

进气径向畸变对燃烧室性能影响研究与预测

针对燃气轮机在实际运行过程中燃烧室进口速度分布不均匀问题,采用数值模拟方法对直流环形燃烧室开展数值模拟计算,分析了不同进气速度畸变位置与畸变强度下燃烧室的流场与温度分布特性,并给出了一种畸变条件下燃烧室性能预测模型。结果表明：不同进气速度径向畸变位置与畸变强度对扩压器内和机匣前段流场形态影响较大,燃烧室空气分配比例改变,温度分布有所差异。燃烧室工况改变对空气分配比例、燃烧效率和总压损失的影响不大。进气速度畸变对燃烧效率影响不大,主要影响到总压损失的变化。随着畸变程度提高,空气分配比例变化明显,总压损失随之增大。进气畸变对燃烧室出口温度分布的影响规律较为复杂,影响程度与进气畸变的不均匀度、畸变形式和工况密切相关,变化范围为-30%～20%。在此基础上,给出了适用于进气径向畸变条件下的燃烧室部件特性预测模型,经验证预测模型的误差在3.5%以下。     

突加不平衡下GTF发动机转子系统瞬态响应分析

针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明：当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。     

FGH96粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验

为了分析涡轮盘轮缘榫槽等几何不连续部位对疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为的影响,基于FGH96粉末盘实际构型设计结构特征模拟件,并对其在高温条件下开展自然萌生疲劳小裂纹扩展试验,通过疲劳中断试验和表面复型技术对榫槽和螺栓孔结构模拟件在500℃下的裂纹萌生和小裂纹扩展行为进行了观测和分析。结果表明：2种结构模拟件缺口表面存在多裂纹萌生现象,随着应力水平的降低,裂纹萌生位置由表面晶界转变为近表面特定方向的晶面以及非金属夹杂物处;2种结构模拟件裂纹萌生寿命占比约为36%～73%,且随着应力水平的降低而提高,裂纹扩展至工程可检裂纹尺寸时的寿命占比约为82%～96%,应力水平对其影响相对较小;特征模拟件缺口附近高水平的塑性变形能够导致小裂纹扩展速率分段特征现象消失,并延缓裂纹扩展过程中的合并行为,延长裂纹扩展寿命。     

正反顺序加载下安装边螺栓预紧力分散度的数值模拟与试验验证

在航空发动机机匣安装边装配过程中,不同位置螺栓之间会产生弹性交互作用,不同加载方案会使装配后的螺栓预紧力存在一定的分散度。针对这一问题,建立了3层带止口机匣安装边3维接触有限元模型,研究不同加载方案下螺栓预紧力的施加方法。基于有限元模型数值模拟了3层机匣安装边分别在顺序加载方案、交叉加载方案和正反顺序2轮加载方案下螺栓预紧力的分散度。搭建了相应的试验装置,分别对3种加载方案的预紧力分散度进行试验验证。结果表明：采用正反顺序2轮加载后的螺栓预紧力分散度最小,在3层止口机匣安装边上采用正反顺序2轮加载方案后的螺栓预紧力分散度较小,在有限元仿真中螺栓预紧力分散度为2.43%,在试验中螺栓预紧力分散度为4.98%。采用此方案加载后,止口机匣安装边能达到更好的密封效果和较好的刚度对称性。