压缩系统跨音进口级弯掠叶片空气动力学概述

转子叶片与静子叶片形状与80年代前的通用形状已有所变化, 三维弯、掠组合设计已成为重要的发展趋势。与之对应的当代气动设计理论被称之为跨音风扇弯掠叶片空气动力学。在简要回顾后掠风扇和后掠桨扇的发展背景前提下, 对此分支的内涵进行了分析与讨论。初步提出进行跨音风扇弯掠叶片气动设计所应追加的工程准则。      

油珠在火焰稳定器表面的溅跳雾化及集油率测量

在进口气流速度50～100m/s,喷嘴压降0.59～1.86MPa,喷嘴直径0.54mm,温度273～473K,V型火焰稳定器顶角40°、45°,槽宽45、80mm的条件下,试验研究了直射式喷嘴的液雾射流在稳定器表面的溅跳雾化现象,并详细叙述了用燃气分析法测定稳定器表面集油率的方法,取样总误差为±5%.     

涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究

以某型涡扇发动机及其主燃油系统液压机械式调节器为研究对象,在对发动机调节规律进行分析的基础上,建立了转速控制系统、加速控制系统的模型,以及温度传感器和温度放大器、叶片控制系统的元部件的模型。      

风扇/压气机气动设计技术发展趋势——用于大型客机的大涵道比涡扇发动机

分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,需要在风扇/压气机气动研究方面尽快展开的一些关键研究.      

大涵道比涡扇发动机风扇/压气机气动设计技术分析

 对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述,分析了其技术难点,旨在说明我国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战,并分析亟待突破的一些关键技术。     

超声速风扇叶型设计研究

为了设计低流动损失超声风扇叶型,研制出基于数值最优化超声叶型设计软件.以叶型主要几何参数为叶型设计参数,针对轴向进气第一级风扇转子采用给定轮缘功、损失最小为目标函数.设计的优化叶型后面大部分呈平直因此气流转角小、减速增压完全通过激波实现.沿弦向叶片厚度逐渐增加使叶栅通道呈收缩,总体上使流过叶栅超声气流得到减速增压.优化叶型所构成叶栅流场具有多道激波、流动损失低.设计结果表明设计方法的可行性,并可为超声风扇叶型设计提供新思路.      

某型航空发动机风扇试验流场分析

开发了1个航空发动机压气机试验流场计算程序。采用该程序,可以在使用常规试验件和应用现有级间测量技术的条件下,计算出压气机任一试验状态点的试验流场。利用该程序计算出某3级风扇在设计转速下的试验流场,并对扩散因子、攻角、落后角等参数的分布进行了分析。计算结果与设计值的比较表明,利用该程序得到的计算结果基本合理,可用于试验数据的后处理。     

某型涡扇发动机起动和加速过程数值模拟

借助国内外涡扇发动机过渡态数值模拟研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机起动加速过程的数值模拟研究。首先参照风机和泵类机械低转速部件特性相似理论,结合指数外插法,成功地发展了航空燃气涡轮发动机低转速部件特性扩展方法和计算程序;其次,基于燃气涡轮发动机部件匹配原理,写出描述部件内动态流动过程的三个基本方程：动量守恒方程（功率平衡方程）、流量连续方程和能量守恒方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机起动加速过程的数值计算模型和程序,对某型涡扇发动机的起动和加速过程进行了数值分析,并与试验数据进行了对比分析。结果表明,给出的数值计算结果与试验数据具有较好的一致性,表明发展的模拟涡扇发动机起动加速过程的数学模型和程序是合理的。     

直升机用高转速、小流量轴流风扇设计

小流量、高转速、小尺寸轴流风扇的设计是高性能直升机滑油冷却系统的关键技术之一。针对直升机用轴流风扇的特点,进行了基本结构型式的分析和参数的优化计算;采用简化的三元流动设计理论得到叶轮叶片气动设计径向平衡方程式和求解约束条件,进而引入了控制涡设计理论进行风扇叶片造型,获得了优良的气动性能;采用“改进损失模型”的效率计算方法,为叶片气动方案的优化选择提供了理论依据。应用于某型号直升机用滑油冷却轴流风扇的设计计算,所得结果与试验结果吻合较好。      

约束条件下发动机风扇特性线拟合方法

涡轮风扇发动机的风扇特性图在试验的基础上绘制,是发动机建模、仿真以及研究发动机工作性能的重要依据。从试验中只能得到有限的数据,为了充分利用试验数据,讨论了风扇在等换算转速下入口总温、出口总温、以及发动机转速间的增量关系,在此基础上得出特性数据间的关系,建立等换算转速下风扇特性拟合的约束条件。考虑此约束条件,构造风扇特性的拟合函数,并给出了计算机仿真结果。