对旋风机转速改变对其气动特性的影响

对旋风机前后级转速比对风机气动特性影响较大,合适的转速比有利于提高对旋风机气动性能。采用数值计算和实验模拟方法研究对旋风机前后两级叶轮转速改变对风机气动特性的影响。首先,通过速度三角形定量分析转速改变对风机功率和内部流动参数的影响。之后,数值计算的结果与实验进行对比,分析基准转速下风机整体性能的变化。最后,通过数值计算结果对风机内部气体的流动进行具体分析,发现在保持进口条件不变的条件下,前后两级叶轮转速改变相同百分比时,第1级转速改变可以更加有效的改变风机的流动参数和性能,综合比较整体性能变化与实际应用确定了最优转速比为1.1∶1,此转速比下传动效率为88.4%时对旋风机效率为75%。     

叶片结构参数对电机外冷却风扇性能的影响及改进设计

采用计算流体动力学的方法对YX3小型电机外冷却系统进行了数值计算。分析了冷却风扇的叶片数、叶片外径和叶片宽度对电机风扇通风性能的影响,并从降低风扇输入功率的角度对风扇进行改进设计和样机试验验证。结果表明,装有改进风扇的电机机械损耗下降了39.1%,温升基本不变,电机效率提高了0.6%。     

YE4系列三相异步电动机专用风扇的研究

通过对Y、Y2和YX3系列风扇典型规格进行风扇特性的对比分析,研究了风扇参数对风扇特性的影响。在此基础上,设计了YE4系列超超高效率三相异步电动机专用的风扇模型,在YE4132S22等5个规格样机上开展了对比试验验证,取得了预期效果。     

风扇转子叶片前缘精细维修方案及流动特性分析

以某小型大涵道比涡扇发动机风扇转子作为研究目标,在前缘侵蚀对风扇转子气动特性衰退研究的基础上,开展叶片前缘维修方案的研究。鉴于当前采用人工打磨维修手段引起的前缘气动性能的不确定性,针对侵蚀叶片前缘进行精细参数化控制,利用遗传算法寻求几何约束下的前缘最佳维修优化方案。数值计算结果显示,通过前缘优化设计能够显著地提升前缘侵蚀叶片气动特性。相比于前缘侵蚀叶片,最佳维修方案叶片的等熵效率值在设计点和近喘点附近分别提高了1.21%和3.01%,基本恢复至原始叶片水平,展现出了优秀的气动特性。叶片前缘对于风扇转子叶片吸力面附面层发展影响明显,最佳前缘维修方案能够有效地降低近前缘边界层厚度,降低附面层内部的流动损失。     

波浪前缘静子叶片对高速轴流风扇单音噪声的影响

航空发动机压气机噪声与大型风洞压缩机噪声问题日益凸显,相关研究机构迫切需求新的降噪手段以指导大型叶轮机械降噪设计。为了探索波浪前缘静子叶片在大型叶轮机械降噪中的应用前景,采用非定常雷诺平均Navier-Stoke（URANS）方程与FW-H方程混合方法对基准静子叶片和3种波浪前缘静子叶片的降噪效果进行了数值模拟,研究对象静子来流平均马赫数约为0.49,基于静子叶片弦长的雷诺数约为1 040 000。数值预测结果显示：波浪前缘静子叶片可以显著降低高速轴流风扇单音噪声,但会对风扇的气动性能产生少许不利影响;相较于基准静子叶片,3种波浪前缘静子叶片可以在1BPF时降低风扇入口声功率级0.97~1.5 dB,2BPF时降低风扇入口声功率级2.89~4.9 dB,3BPF时降低风扇入口声功率级3.32~4.72 dB;同时,总压比降低0.1%~0.8%,等熵效率降低0.1%~0.3%。进一步研究表明：不同频率下声源振幅和相位关系是风扇单音噪声强度的主要影响因素,总的来说,幅值的增加会降低声源强度,然而通过改变声源相位关系的降噪方式则需要兼顾径向模态与波长两个方面。     

Numerical simulation of compression corner flows at Mach number 9

A hypersonic vehicle encounters a wide range of conditions during its complete flight regime. These flight conditions may vary from low to high Mach numbers with varying angles of attack. The near-wall viscous dissipation associated with flows at combined high Mach and Reynolds numbers leads to significant wall heat transfer rates and shear stresses. The shock wave/boundary-layer interaction results in a flow separation region, which commonly augments total pressure losses in the flow and lowers the efficiency of aerodynamic control surfaces such as fins installed on a vehicle. The standard turbulence models, when used to resolve such flows, result in incorrect separation bubble size for large separated flows. Therefore, it results in an inaccurate aerodynamic load, such as the wall pressures, skin friction distribution, and heat transfer rate. In previous studies, the application of the shock-unsteadiness correction to the standard two-equation k-ω turbulence model improved the separation bubble size leading to an accurate pressure prediction and shock definition with the assumption of constant Prandtl number. In the present work, the new shock-unsteadiness modification to the k-ω turbulence model is applied to the hypersonic compression corner flows. This new model with variable Prandtl number is based on the model parameter, which depends upon the local density ratio. The computed wall pressures, heat flux and flow field are compared to the experimental data. A parametric study is carried out by varying compression deflection angles, free stream Reynolds number and wall temperatures to compute the flow field and wall data accurately, particularly in the shock boundary layer interaction region. The new shock-unsteadiness modified k-ω model with variable Prandtl number shows an accurate prediction of initial pressure rise location, pressure distribution in the plateau region and heat flux in comparison to the standard k-ω model.     

风扇转子动特性试验与分析

转子不平衡是引起发动机振动的主要原因。针对风扇转子工艺状态平衡良好,但工作状态不平衡量较大所引起振动偏大的现象,对其变化规律及影响因素开展转子动特性试验。采用卧式转子试验器测量风扇转子在工作转速范围内各截面的振动响应,利用三圆法测算出转子动不平衡量在高、低转速间存在的明显差异,主要是套齿连接结构刚度变化及叶片工作状态差异引起。通过窄带跟踪滤波提取出转子在各典型转速下基波弹性线,发现风扇转子本身未发生较大挠曲变形,为准刚体状态。其相位测试结果表明:风扇转子与多功能轴间存在明显的非同步振动规律。     

基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测

有限元模拟鸟撞风扇叶片损伤成本高,为解决工程问题,采用经典叶栅鸟撞切割模型建立了鸟撞风扇叶片动载荷数学模型,结合鸟撞部件试验结果,以拟合技术明确风扇叶片损伤程度与最大关键动载荷计算值间的函数关系,形成叶片损伤预测响应面,实现对鸟撞风扇叶片损伤的快速预测,并建立基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测工作流程。结合涡扇发动机吞鸟试验技术要求、风扇结构设计特征及已开展的鸟撞部件试验结果,建立叶片损伤预测响应面,初步识别2种鸟撞方案的径向弯曲、弦向弯曲,并计算撕裂范围分别不超过0.3867和0.3941,撕裂与弦向弯曲相关性显著,呈抛物线变化趋势。结果表明：预测的损伤在可接受的安全性水平范围内,预测方法能够识别损伤范围及趋势,可为后续鸟撞有限元模拟、试验策划、安全性分析、风扇叶片抗鸟撞设计等工作提供量化的技术支持。     

某型发动机一级风扇机匣包容性数值仿真

为研究航空发动机机匣/叶片包容性过程机理,以某型发动机一级风扇机匣/叶片为对象,建立了三种有限元模型,研究了最高工作转速下的非包容过程,分析了完整叶片等对非包容过程的影响.结果表明:该型发动机一级风扇机匣是非包容的;机匣初始裂纹的主要失效模式为双向拉伸应力下的拉伸失效,随后裂纹扩展产生大范围的撕裂;断叶受较复杂载荷的作用,最终在凸肩处断裂成二部分;断叶与机匣的撞击过程可分成三个阶段,第一次撞击为叶尖与机匣的轻微撞击,第二次撞击作用力最大,而第三次撞击受断叶后侧完整叶片的作用非常明显.受完整叶片的撞击,断叶动能有明显的增加.      

轴流风扇自噪声强度特性的数值研究

利用流场/声场混合模型计算分析轴流风扇自噪声的强度特性。使用大涡模拟(LES)数值计算方法获取湍流流场信息,以此为输入,使用声类比方法噪声预测模型获得了不同来流条件下的自噪声频谱。0°攻角条件下,叶片噪声源主要位于叶片尾缘区域,并且叶背上的噪声强度大于叶盆;攻角增大和速度增大都会引起叶片自噪声强度的增大;攻角增大引起的噪声增大主要集中在低频区域。