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261.
叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真 总被引:1,自引:3,他引:1
依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值;转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构;叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构;发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。 相似文献
262.
为了获得燃烧室进口流场对某回流燃烧室性能的影响规律,通过在轴向扩压器上安装带偏转角度的导向叶片,获得不均匀的燃烧室进口流场。在试验验证的基础上,对均匀进气、导向叶片偏转角度25°及导向叶片偏转角度35°共计三种方案的燃烧室性能进行了数值模拟研究。结果表明:带偏转角度的导向叶片使燃烧室进口流场变得不均匀,燃烧室进口截面的气流具有一定的偏转角度和切向分速度;带偏转角度的导向叶片使主燃孔和掺混孔的进气存在一定的偏转角度,随着导向叶片偏转角度的加大,主燃孔和掺混孔的轴向速度小幅增加,主燃孔和掺混孔的切向速度逐渐加大且增幅较大;随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室总压恢复系数逐渐降低;带偏转角度的导向叶片对燃烧室的燃烧效率影响不大;随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室出口温度分布系数(OTDF)逐渐降低且降低幅度较大;在同一径向高度,随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室出口周向温度分布不均匀度逐渐降低。 相似文献
263.
研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。 相似文献
264.
265.
航空发动机研制及适航要求中均明确提出发动机零部件的振动特性分析和测试要求,包括评估进气流场畸变对振动特性的影响。对某航空发动机压气机第1级转子叶片进行振动特性计算分析,开展自然进气和进气畸变条件下的叶片振动应力测试。计算分析和测试结果表明:计算分析结果与自然进气条件下测试的叶片共振转速及振动频率一致性好,其激振源主要是压气机结构因素;在进气畸变条件下激振源更丰富,与自然进气条件相比,叶片会被激起额外的振动,且在同一共振转速下振动幅值较大,进气畸变对转子叶片的振动特性产生重要影响。在发动机研制过程中,为提高叶片工作的可靠性,需要加强进气畸变条件下的叶片振动特性试验研究。 相似文献
266.
某涡轴发动机在外场使用过程中,由于进气环境的影响和多发不同的装机位置等因素,致使发动机出现偶发喘振或前喘征兆等现象。为此,对原型机转子进行改进设计。同时,采用试车试验的方法,测算并验证改型机的整机喘振裕度。结果表明:在整个工作范围内,改型机的整机喘振裕度得到了全面提升,设计点喘振裕度由10.65%提高至16.21%。试验可为该系列发动机设计制造和改进使用提供数据参考。 相似文献
267.
268.
航空发动机风扇转子在高压比、高转速、高负荷的级环境中工作时,存在叶片固体域与流体域之间强烈的耦合作用。针对风扇工作中的流固耦合问题,采用基于流固耦合的数值模拟方法对风扇叶片的结构特性进行模拟,研究考虑流固耦合效应前后叶片结构特性的变化。通过风扇转子加减速试验测量叶片表面测点应力变化,并将数值模拟与试验测量结果进行了对比分析。分析结果表明:考虑流固耦合效应后叶片表面的受力情况变化较大,导致叶片表面的应力与变形分布产生较大的变化;仅考虑离心力作用的计算方法得到的应力值与试验测量值误差最大达到50%,而考虑流固耦合效应的计算值误差在10%左右;考虑叶片流固耦合效应得到的应力分布更满足实际工程应力与强度分析要求。 相似文献
269.
270.