涡扇发动机整机环境下风扇部件气动稳定性评定方法

将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机的耦合, 实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定, 使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型.以某型涡扇发动机为例, 计算比较了均匀进气和畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇部件稳定工作边界的异同, 从计算结果可以看到, 均匀进气条件下, 在发动机环境下和单独部件环境下所得到的风扇部件稳定工作边界变化不大;而畸变进气条件下, 同样的进口畸变度, 发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小, 即在发动机环境下评定风扇稳定性时, 风扇对进气温度畸变不敏感, 而在单独部件环境下评定时, 风扇对进气畸变比较敏感.      

某型直升机进气舱流场数值仿真

针对某型直升机在悬停状态下发动机所出现的喘振问题, 提出了进气舱的7种结构改进方案, 用数值方法研究了在进气舱内增设圆弧形导流板和下移进气口下唇缘时进气舱/进气道的流场分布.仿真区域离散采用了非结构化网格和网格自适应技术.结果表明, 各方案进气舱/进气道在悬停状态下均存在不同程度的气流分离;在舱内侧增设导流板和改变进气口下唇缘尺寸可以改善气流品质.试飞试验表明, 增设导流板并下移进气口下唇缘可以防止发动机在悬停状态下发生喘振, 保证发动机性能.      

压气机中叶片轮盘耦合结构振动分析

在建立了叶片与轮盘三维装配模型的基础上, 考虑了由于装配产生的接触应力与叶片轮盘之间的耦合作用后, 建立了叶片-轮盘装配耦合的振动特性计算的有限元模型.并采用ANSYS软件, 使用循环分析方法对某叶片轮盘耦合结构的振动特性进行了计算分析.通过模态实验校验的手段证明用这种方法进行榫接装配系统动力学分析是可行的.      

航空发动机在高空台上的H0/Ma0试验分析

分析了发动机高空台H0/Ma0试验时,高空舱压力与标准大气压力不一致的产生原因,以及由于发动机排气引射作用与高空舱内冷却流动造成的环境压力低于标准大气海平面静止空气压力对发动机H0/Ma0试验结果的影响机理。在此基础上,提出了环境压力差异对发动机H0/Ma0试验结果影响的研究方案,并用两型发动机在不同试车台上进行了H0/Ma0试验与研究性试验。结果表明,70 kPa压力环境、0.99~1.02冲压比的高空台H0/Ma0试验的换算结果,与标准大气海平面静止条件下的试验结果基本一致。     

基于分岔理论的轴流式压气机旋转失速主动控制技术

旋转失速是轴流式压气机的一种基本气动不稳定工作现象, 首先通过对Moore-Greitzer压缩系统模型的非线性动力学分岔分析, 发现旋转失速是由亚临界的音叉分岔所造成;其次提出了一种基于分岔理论的非线性主动控制算法, 采用压气机压比作为输入测量信号, 节流阀位置作为输出激励信号;最后采用分岔软件AUTO进行了计算机数值仿真, 仿真结果表明, 提出的非线性主动控制算法使得音叉分岔由亚临界转变为超临界, 从而消除了旋转失速迟滞环, 以及扩大了压气机的稳定工作范围.此外, 由于控制系统仅仅需要一维布局的传感器和激励器, 因此同时具备了较好的工程应用前景.      

定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证

针对一种定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道开展了数值仿真研究, 结果表明:随着来流马赫数的增加, 进气道总压恢复系数下降, 而流量系数却先上升, 在设计点达到最大值后下降.当攻角变化时, 小攻角α<6°时迎背风两侧进气道总压恢复系数虽有下降但变化幅度不大, 对于流量系数, 在小攻角α<6°下背风侧进气道高于迎风侧进气道, 但两侧总的流量随攻角变化不大;在大攻角状态下(α=6°～9°), 背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈, 而迎风侧进气道总压恢复系数虽然下降但流量系数却有上升.同时, 与实验结果对比表明, 两者规律趋势一致.      

考虑切换特性的航空发动机多回路控制系统设计

针对航空发动机多回路控制系统切换, 分析了多回路控制系统切换的性能指标要求, 基于极点配置与H鲁棒控制综合的方法, 构造了线性矩阵不等式(LMIs), 以此为充分条件给出了多回路切换时的H∞控制器设计方法, 并与单回路系统设计切换进行比较仿真, 进一步表明了航空发动机切换控制的必要性与有效性.      

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。     

An Overview of Performance Characteristics, Experiences and Trends of Aerospace Engine Bearings Technologies

In this paper, the operating conditions, technical requirements, performance characteristics, design ideas, application experiences and development trends of aerospace engine bearings, including material technology, integration design and reliability, are reviewed. The development history of aerospace engine bearing is recalled briefly at first. Then today＇s material technologies and the high bearing performances of the bearings obtained through the new materials are introduced, which play important roils in the aeroengine bearing developments. The integration design ideas and practices are explained to indicate its significant advantages and importance to the aerospace engine bearings. And the reliability of the shaft-bearing system is pointed out and treated as the key requirement with goals for both engine and bearing. Finally, as it is believed that the correct design comes from practice, the pre-qualification rig testing conducted by FAG Aerospace GmbH ＆ Co. KG is briefly illustrated as an example. All these lead to the development trends of aerospace engine bearings from different aspects.     

超声速燃烧室内氢气燃烧的三维数值研究

通过隐式耦合求解可压缩N-S方程及组分方程,对氢气的超声速燃烧进行三维数值模拟,对燃烧室内的冷热态流场,以及氢气喷射压力对燃烧的影响进行了系统分析和研究.研究表明,燃烧放热以及氢气喷射压力提高都会导致燃烧室内波系结构变化,沿周向的流向涡增强,压缩波和膨胀波与氢气核心区的相互作用增强,促进氢气和空气的掺混,更利于氢气的燃烧.