具有热障涂层的导向叶片耦合数值研究

利用气固耦合换热方法,对具有热障涂层（TBC）的、高度一体化的一级透平导向叶片的流动和换热特性进行了数值研究。结果表明:在接近真实透平高温高压运行的环境下,TBC对于叶栅通道的气动特性影响可以忽略不计;在冷气流量被减少的情况下,TBC在叶片前缘依然可以明显降低叶片金属表面温度和传热系数;但是,随着冷气流量的减少,TBC的作用在压力面尾缘急剧下降,在吸力面尾缘缓慢下降。对3个高度截面的平均金属温度定量比较得出:在同等冷却效率的条件下,厚度为0.15mm的TBC可以节约20%~30%的冷气流量。      

涡轮导向器缘板安装缝隙泄漏特性数值模拟

针对某航空发动机涡轮导向器,采用数值模拟的方法研究了缘板安装缝隙泄漏流对叶栅通道流场结构及叶栅性能参数的影响,对比分析了不同泄漏流压力、缝隙宽度及缝隙相对位置条件下的泄漏量,及其对叶栅性能参数的影响规律.研究发现:在压差作用下冷气通过缘板安装缝隙进入燃气主流通道并在中段的位置形成螺旋涡系,对端壁二次流产生明显影响,其作用效果沿叶高方向逐渐降低,最大影响区域为44.44%叶高.计算结果表明:随着泄漏流压力的提高、缝隙宽度的增加、缝隙与发动机主轴方向夹角的变大,叶栅的能量损失系数和泄漏量都呈现出了单调增加的趋势.在研究的参数范围内,涡轮缘板安装缝隙导致的泄漏流可使叶栅的能量损失系数增加14%~62%.      

变循环发动机模态转换的几何调节规律

考虑了变循环发动机转子惯性效应和部件容积效应,分析了模态选择阀门面积、核心驱动风扇级导叶角度、低压涡轮导向器面积、喷管喉部面积等几何参数及其不同组合调节方式对变循环发动机模态转换过程的影响,并与实验数据进行了对比.结果表明:所建立的数学模型能正确反映变循环发动机在模态转换过程中参数的变化规律.为确保转换过程的顺利进行,在放大(关小)模态选择阀门面积时,应关小(放大)核心驱动风扇级导叶角度.低压涡轮导向器面积和喷管喉部面积的调节可使得转换过程中参数的变化更加平稳.      

NF-6风洞马赫数控制系统研制

NF-6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF-6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。     

辅助动力装置导叶调节规律及对性能影响研究

以带负载压气机的辅助动力装置(APU)为研究对象,为实现进口导向叶片(IGV)在不同角度下引气流量与负载压气机出口流量的匹配设计,根据已有的IGV在30°,50°,75°和90°时对应的负载压气机特性,建立引气特性插值表,设计IGV开环控制规律,并在此基础上完成了引气量稳态变化、动态变化以及卸载过程数值仿真,分析了引气量改变对动力段压气机工作点和APU性能参数的影响。仿真结果表明,引气量在0.6~1.8kg/s范围内变化时,IGV开环控制规律能够根据引气量和环境大气调节IGV角度,确保负载压气机始终处于稳定、高效的工作状态。该控制规律在全包线范围内均适用,可以应用于APU引气匹配设计。     

An investigation of tip vortices unsteady interaction for Fokker 29 propeller with swirl recovery vane

A numerical study was performed to explore the unsteady interaction between the upstream propeller and the downstream swirl recovery vane (SRV) by transient simulations. Much larger fluctuations of thrust coefficient were observed on the vane, which indicates that the varia-tions of the total efficiency depend mainly on the working performance of the stator. The harmonic loads of the decomposed unsteady blade-surface pressures show that the stator experiences about ten times higher of unsteadiness compared with the rotor. Notable changes appear at the vane lead-ing edge due to the potential disturbance as well as the sweeping effects from the wake of the upstream propeller, whereas more significant unsteadiness occurs at the stator tip region as a result of the interaction between the rotor/stator tip vortices. The visualization of vortex structures addresses that the rotor tip vortex has a dominant effect on the stator tip vortex since the latter one starts right at the impingement location on the vane top in this configuration. Furthermore, a longer and a shorter SRV were investigated based on the original case to explore different inter-action patterns for the rotor/stator tip vortices. Weaker effects have been observed as expected.     

压气机静子有限元建模简化方法及验证

为有效减小航空发动机静子系统动力特性计算的有限元模型规模,针对压气机静子叶片结构,提出了1种基于截面等效原理的建模简化方法。首先通过1个静子叶片的8、6、4和2截面4种有限元模型的简化和计算说明了该方法的有效性;然后进一步以某型航空发动机压气机的第1级整流器为例,对上述方法进行了计算验证。结果表明:4种简化模型的前5阶固有频率计算结果最大误差分别为2.72%、4.23%、4.73%和7.32%,模态振型吻合良好;简化后的模型规模缩减为原模型的2%~3%,计算时间缩短为原模型的1%~2%。     

航空发动机分布式智能导叶控制装置设计

针对某型发动机电子控制器,对航空发动机分布式控制系统进行了初步研究。设计了1种基于分布式控制,用AD598、TMS320F2812 DSP和CAN总线构成的航空发动机智能导叶控制装置。阐述了智能导叶控制装置的壳体设计方法,以及TMS320F2812最小系统、基于AD598的LVDT(线性可变差动变压器)信号调理电路、电液伺服阀电流驱动电路(电流输出电路)、CAN总线接口电路和D/A转换模块等电路的设计方法,简述了软件系统设计。通过完成半物理试验,基本满足了对风扇进口可调叶片角度α1、高压压气机进口可调静子叶片角度α2的控制要求。结果表明:该装置具备体积小、智能化程度高、控制效果好等特点。     

涡轮叶片多层结构热障涂层隔热效果分析

为了获得叶栅流场作用下涡轮叶片热障涂层隔热性能,建立了带多层结构热障涂层的高压涡轮导叶模型,采用热流耦合方法计算热障涂层系统温度场,对叶片不同部位的涂层隔热效果,以及厚度和主流进口温度对隔热效果的影响进行研究。结果表明:涂层实际隔热效果在叶片吸力面最好,在尾部最差,在压力面沿顺流方向渐好。虽然涂层表面温度不同,但涂层内部的温降幅度与涂层表面温度的相关性不大,在吸力面涂层内部的温度降幅斜率最大,在尾部最小。隔热面层厚度每增加0.1 mm使合金平均温度约降低30℃。涂层隔热效果对主流进口温度较敏感,主流进口温度的变化与基底合金温降指标变化呈线性关系。     

涡轮导向叶片热疲劳分析

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。