某型涡轴发动机台架试车喘振故障分析

压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率(通常只有几赫或十几赫)、高振幅(强烈的压强和流量波动)的气流振荡现象.一旦出现喘振,发动机音调低而沉闷,并伴有非常强烈的机械振动,会使压气机叶片断裂,引起发动机熄火停车,严重威胁发动机安全工作,因此,在使用中应避免喘振现象发生.     

国内第一个压气机进气消声实验室在北京航空航天大学建成

介绍了北航压气机进气消声实验室的性能,以及建成后进行的实验,并与国外同类实验室进行了对比。      

航空发动机压气机大小叶片技术

介绍了航空发动机大小叶片压气机的工作原理和国内外研究状况,对其在涡轴、涡扇发动机上的具体应用进行了研究,并分析了其技术应用的可行性、实用性和有效性。     

不同周向位置端壁翼刀对压气机叶栅损失影响的实验研究

在低速大尺寸叶栅风洞上通过详细测量叶栅流场,研究了叶栅端壁上不同周向位置处加装端壁翼刀对压气机叶栅损失和二次流的影响。实验结果表明,合理选择翼刀安装位置,可有效地控制压气机叶栅的二次流,降低叶栅的总损失。进一步对实验方案中叶栅总损失最小的翼刀位置的叶栅内流场进行了测量,分析了安装翼刀后流场内涡系结构的变化,探讨了翼刀涡的形成和发展变化。      

尾流撞击效应在低速轴流压气机中应用实验研究的初探

通过改变尾流撞击效应扰流耦合器的叶片数目来改变尾流撞击效应的激励频率,从而研究其对压气机稳态性能的影响。通过12组方案的实验,当尾流撞击频率为2 000 H z和4 000 H z时,对压气机失速裕度的改善最为明显,相对增量分别达到19.5%和15.2%;当尾流撞击频率为1 000 H z时压气机性能有所恶化。并得到转子的分离流特征频率约为2 000 H z。也就是说,激励频率为特征频率及其倍频时流场可获得最好的气动性能,而激励频率为特征频率的1/2时流场的损失最大。此外,初步讨论了尾流撞击效应作用机理及激励频率与性能提高的关系,这就为轴流压气机中两种流态转化的工程应用,特别是多级轴流压气机设计中的级间匹配问题提供了一个新的思路与途径。      

旋转反压与离心式压气机叶片相互作用数值模拟研究

由于旋转爆轰燃烧室具有自增压、热效率高的特点，将航空涡轮发动机的燃烧室替换为旋转爆轰燃烧室可进一步提高发动机性能。本文基于非稳态雷诺时均Navier-Stokes方法，采用k-ε湍流模型，针对旋转反压与离心式压气机叶片的相互作用开展三维数值模拟，研究旋转反压形成的前传压力波与扩压器及叶轮叶片的相互作用，分析旋转反压传播方向对前传压力波运动过程的影响。结果表明：旋转反压会在压气机内形成前传压力波，其与扩压器和叶轮的叶片相互作用，形成复杂的波系结构。当旋转反压传播方向与叶轮旋转方向相反时，前传压力波的压力峰值在扩压器内先下降后上升，在进入叶轮通道后迅速下降，无法到达叶轮入口。当旋转反压传播方向与叶轮旋转方向一致时，压力波波形发生明显变化，其与扩压器叶片相互碰撞导致强度明显下降，向上游传播距离更短。     

缩短多级风扇/压气机三维计算周期的方法

以某三级风扇为例,将其拆分为第一级、前两级和后两级进行三维计算,然后取第一级和两级联算后一级的计算结果与三级联算结果进行对比。分析发现,采用此方式计算的各级气动流场与三级联算结果基本一致,通过此种计算方式可获取符合整个部件联算的各单级性能,为多级风扇/压气机设计提供参考和依据。这也揭示了在多级风扇/压气机设计过程中,可通过该方式以每级作为单元体进行设计,从而大大节省时间、提高设计效率。为验证算法的可行性,以七级高压压气机为例进行了验算,结果表明该方法合理可行。     

遄达700发动机中压压气机出口导向叶片孔探检查新方法

提出遄达700发动机IPC OGV孔探检查新方法,解决了旧方法的内窥镜探头聚氨酯外层磨损问题。经人因孔探学分析和工程实践表明,新方法在检查速度和裂纹检出可靠性方面优于旧方法,所采用的孔探分析和评估方法可作为航空公司/MRO提升孔探水平的一般性方法。     

重型燃气轮机压气机叶片气动弹性稳定性初期预判

通过求解雷诺平均N-S方程并采用影响系数法,对某重型燃气轮机压气机叶片三个基本正交模态的叶片绕流问题进行了研究;同时结合有限元分析和稳定性参数分析,对压气机叶片气动弹性稳定性进行了初期预判。结果表明:以振型为判断标准的稳定性参数图,可作为压气机设计中气动弹性稳定性的预判工具;本文所述颤振稳定性初期预判方法,可为重型燃气轮机压气机气动弹性稳定性初期设计提供技术支持。     

GE9X高压压气机测试即将开始

2013年6月26日,GE航空集团将于今年夏季开始在高压压气机(HPC)试验台上对B777X使用的动力GE9X发动机进行测试。2013年,GE计划在GE9X发动机技术成熟化项目的测试上投入达2亿美元。"去年,GE航空集团