F-35飞行试验跟踪报道

目前,AA-1号F-35A战斗机已经成功完成了空中加油、噪声测试、超声速飞行、发动机空中停车和重新起动等一系列关键的试飞科目,而BF-1号F-35B战斗机也完成了打开升力风扇舱门和尾部发动机舱门的试飞科目,为即将展开的短距起飞垂直降落（STOVL）试飞科目奠定了基础,F-35的各项飞行试验都在紧锣密鼓地进行之中。     

CFM56-5C4发动机风扇叶片(N1转子)振动大的故障排除

CFM56-5C4发动机是轴流式、双转子、高涵道比涡轮风扇发动机,主要安装在A340飞机上.风扇叶片(N1转子)振动大是该型发动机航线维护的常见故障,对飞机的签派可靠性有较大影响.     

齿轮传动涡轮风扇（GTF）发动机先进技术综述

齿轮传动涡轮风扇（GTF）发动机采用的1套齿轮减速机构,在保证低压涡轮高速旋转的同时,能使风扇以理想的低速旋转,从而降低了发动机的噪声与油耗。概括性地介绍和分析了PW公司GTF发动机的研制背景、设计特点与采用的新技术。     

高负荷低压风扇三维气动设计与损失分析

在给定的限制条件下,通过从S2反问题计算出发,依靠在粗、细网格上求解三维黏性Navier-Stokes(N-S)方程的设计方法完成了某高负荷、跨声速低压风扇的气动设计.该设计方法抛弃了准三元设计对损失模型的依赖,较快的实现了跨声速风扇的气动设计.在设计结果的基础上,对风扇流场结构的分析表明,动叶顶部激波,以及激波、泄漏流和附面层的相互作用是风扇损失的主要来源.全三维的弯扭叶片设计实现了静叶的高亚声大折转角扩压流动.      

分流机匣对风扇/压气机性能影响的计算比较

采用流线曲率法、端部势流场分析加附面层修正等数值模拟手段,就分流机匣对风扇/压气机性能的影响展开研究,主要针对分流机匣端部中弧线形状、端弧形状,以及其轴向位置所引起的风扇/压气机特性变化规律进行了分析。研究结果表明:分流机匣几何参数及其轴向位置对整个风扇/压气机的性能有相当大的影响,对其几何参数的合理选取可以使风扇/压气机在较大的涵道分流比范围内,有效控制机匣内外表面附面层流动状况,在抑制紊流附面层分离,改善堵塞裕度方面有独特作用。      

涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究

针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环（TSFVCE）发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇（CDFS）可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。     

高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机（FFMM）的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提高对转涵道风扇的气动性能,然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象,难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。分析了所提FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性;探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响,并对电机间积温空腔热网络模型进行优化;为平衡中心体内前后电机的温度分布,减少中心体结构轴向长度,采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度,有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致,表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力,并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。     

雷诺数对高负荷轴流压气机性能及稳定性影响的试验研究

试验研究了雷诺数对多级高负荷轴流压气机性能的影响,获取了该型压气机在不同雷诺数条件下性能和稳定性的衰退情况,并用试验结果对Wassell的雷诺数对压气机性能影响修正方法进行了对比验证。结果表明,雷诺数对该型压气机性能的影响随压气机工作工况变化而有所不同,在设计转速同一单位功率下,雷诺数由4.7×10⁵降低至1.6×10⁵时,流量减小了5.6%,效率降低了3.8%,压比减小了4.8%,综合裕度衰减了5.0%。Wassell方法给出的雷诺数对压气机流量、效率和喘点压比各参数的经验计算方法趋势正确,然而由于缺乏相关系数和参考值,需要结合低雷诺数试验结果方可进行。雷诺数对压气机喘振过程有所影响,相较于常规雷诺数工况,低雷诺数条件下喘振后各参数无论是变化量还是退出喘振恢复正常所用时间均有较大差异,且进口容腔效应对压气机进口压力变化的影响更为明显,从而导致低雷诺数条件下试验退喘风险增加。     

跨音速风扇全环叶片颤振特性的流固耦合分析

发展了求解叶片颤振问题的流固耦合计算方法和全环叶片振动的气动弹性模型,在每一时间步同步求解流体运动方程和叶片振动方程并交换边界信息;流体域求解了非定常雷诺平均N-S方程,得到每一步由于叶片变形而引起的流场变化;叶片变形则由积分叶片表面受到的气动力并求解结构动力学方程得到.颤振分析是在全环叶片模型上进行的,并解除了预先设定叶片间相位角的限制.此方法的显著特征是在一次气动弹性计算过程中,可同时分析叶片多个固有模态、多个节径下的气动弹性稳定性,大大提高了使用时域法进行叶片排气弹分析的计算效率.考察了NASA rotor 67风扇全环模型在堵塞点、最高效率点和近喘点3个气动工况下,节径变化对叶片气动弹性稳定性的影响,给出了不同模态下气弹最不稳定状态对应的叶片振动节径形式.结果表明,振动形式对于叶片气动弹性稳定性的影响很大.     

轴流压气机掠形前缘激波动力学效应的模型分析

借助三维激波曲面的一种分析模型,对于高负荷轴流压气机掠形转子叶片所能造就的前缘空间激波曲面,进行了构造特点和近波前波后流动参数分布的计算。着重讨论了前缘曲线的相对前掠和后掠对前缘激波后流动的影响,对于掠形叶片到底产生什么功效这个问题的一个方面,给出了一种模型化的细致分析。其中定量显示了存在着展向与周向掺混的激波掺混源这个设想的合理性。