基于打靶试验的风扇机匣包容能力评估方法

为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。     

风扇进气畸变三维非定常数值模拟技术研究

采用三维欧拉方程加体积力模型的方法, 发展了一套三维非定常进气畸变数值模拟程序, 以实现风扇/压气机在进气畸变条件下的全环面三维非定常数值模拟.利用该程序模拟计算了某航空发动机风扇进口稳态总压畸变条件下特性和流场结构, 并与试验结果进行了对比, 结果表明该程序用较小的计算机资源即可以实现对风扇全环面三维非定场畸变流场的模拟, 能够以较高的精度预估气流畸变对压气机/风扇特性的影响.      

Foreign Object Damage to Fan Rotor Blades of Aeroengine Part Ⅰ: Experimental Study of Bird Impact

The conditions of experiment for bird impact to blades have been improved. The experiment of bird impact to the fan rotor blades of an aeroengine is carried out. Through analyzing the transient state response of blades impacted by bird and the change of blade profile before and after the impact, the anti-bird impact performance of blades in the first fan rotor is verified. The basis of anti-foreign object damage design for the fan rotor blades of an aeroengine is provided.     

非对称凹腔橫向阵列压电风扇强化冷却特性研究

基于压电风扇振动拟合函数,利用动网格技术针对多压电风扇系统冷却非对称凹腔结构的三维非定常流动和换热特性开展数值研究,重点阐释了凹腔相对曲率Kr和多风扇振动相位差φ的影响。研究结果表明：凹腔表面时均对流换热系数的非对称分布特征是由于展向相邻风扇相互作用和弦向表面不对称耦合作用引起的;特别是当Kr值降低至2时,非对称凹腔表面时均对流换热系数的非对称分布特征将完全消失,此时振动包络内的传热系数几乎是Kr=6时的两倍;多风扇系统同相振动时（φ=0°,即相邻风扇起振相位相同）所激励的脱落涡尺度明显强于反相振动情况（φ=180°,即相邻风扇起振相位相差180°）,使得同一凹腔内同相振动（φ=0°）时包络区内的换热能力明显优于反相振动（φ=180°）,此外由于同相振动（φ=0°）产生的间隙涡也增加了邻近风扇间隙内的换热能力。     

附面层抽吸对转子激波结构和分离流动的影响

 通过在叶片表面进行开缝抽吸组织激波结构、控制附面层流动以提高叶片做功能力、降低损失已被证明是一项行之有效的方法。以两级风扇的第2级转子为研究对象,通过吸力面和压力面的抽气研究,揭示了抽吸流与激波之间的相干效应以及抽吸流与分离流的相互制约关系。结果表明：通过抽吸能够控制通道中激波的相对位置,改变通道中激波结构,可以避免由于激波造成的附面层分离;通过适当的附面层抽吸可以消除分离区复杂的旋涡结构,提高通道中的气流流通能力,从而改善整个级的性能。     

总压畸变对风扇流场影响的全流道数值研究

采用全流道非定常数值模拟方法对进口稳态总压畸变条件下跨声速风扇流场进行求解.详细分析了总压畸变造成风扇性能下降的原因.分析表明,周向不均匀流场使得动静叶进口气流角变得不均匀,从而使进口攻角发生很大变化;动叶在不同周向和径向位置流动状况完全不同;畸变区内静叶根部至中径附近存在大范围的分离区.      

航空发动机机匣包容性研究综述

从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向.      

空调器室外机轴流风机内部流动的PIV研究

采用粒子图像测速仪PIV,对具有半管道式结构特点的空调器室外机轴流风机内部流场进行了实验研究,并结合实验结果分析了叶片顶部的叶尖涡和叶片出口尾缘涡的流动特性。实验结果显示在轴流风机流道内部叶顶区域存在与叶轮旋转方向相反的叶尖涡结构。叶尖涡产生于叶片前缘叶顶近吸力面侧,在流道内部与主流发生干涉后朝向周向和出口传播并逐渐耗散。叶尖涡涡心轨迹与叶顶弦长方向的夹角为10°,在叶高方向上叶尖涡的径向位置并不固定。与普通管道内部流动不同,叶片顶部与导风罩间的间隙中未捕捉到明显的叶顶泄漏涡现象。叶片出口近尾缘处30％以上叶高明显捕捉到尾缘涡结构,叶片压力面和吸力面侧的径向速度存在明显的方向变化,切向速度在尾迹区增加。     

航空发动机2 级风扇的数值研究

运用ANSYS CFX 11.0和home-code程序对AI222发动机风扇流路气动参数进行了3维CFD(Computational Fluid Dynamics)计算;通过3维建模,实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比,验证了计算结果,并找出了产生差别的原因,得到了风扇总特性以及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。结果表明:通过运用3维建模计算方法简化了风扇设计过程,缩短了风扇从设计到试验的时间,降低了航空发动机部件的设计成本。     

核心机驱动风扇级气动设计方案

以某核心机驱动风扇级（CDFS）设计指标为牵引,采用CFD数值模拟方法分析了不同结构形式进口导向器（IGV）对CDFS性能的影响.结果表明:进口导向器可调、静子不可调的气动设计方案能够满足CDFS设计指标;进口导向器的调节方式对CDFS性能影响很大,对于可变弯度进口导向器,需要选择合适的可变弯度位置和关闭角度;模式转换中,在单外涵模式静子选择偏负攻角设计有利;CDFS单外涵模式与双外涵模式产生损失的原因不同,前者主要是转子通道激波,后者主要是进口导向器吸力面附面层气流分离.