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。     

单级低速模拟轴流压气机实验台改进设计

为了使单级低速台能够更好地模拟高压压气机后面级流动,采用导叶+静子+转子+静子+导叶的五排叶片布局,适当提高轮毂比,以及采用3D打印树脂叶片,对常规三排叶片单级低速模拟大尺寸轴流压气机实验台进行了改进设计研究,并与四级重复级低速大尺寸压气机实验台的第三级结果进行了对比。结果表明:改型设计的单级低速大尺寸压气机的设计点效率达到了89.1%,流量裕度达到了32.9%,与四级重复级实验结果基本一致,而且实现了基本相似的级间参数分布,比传统单级实验台更接近高压压气机后面级的典型流动,从而可以利用该实验台成本低和周期短的优势,开展更多更深入的关于高压压气机后面级流动机理和设计方法的实验研究。     

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。     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的.风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据.     

单级感应线圈炮出口速度仿真

在单级感应线圈炮的发射过程中,放电电压、电容容量以及电枢初始位置不同,弹丸的出口速度都会随之发生变化。文给出了单级感应线圈炮的数学模型,并以弹丸出口速度为目标函数,分别仿真分析了放电电压、电容容量以及电枢初始位置对弹丸出口速度的影响,得出了放电电压、电容容量以及电枢初始位置与弹丸出口速度的关系曲线。     

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。