基于等换算转速调节的涡轮增压固冲发动机非设计点性能研究

为了得到优良的涡轮增压固冲发动机(TSPR)的非设计点性能,提出了等换算转速、等余气系数的调节规律,通过确定TSPR非设计点共同工作过程,建立了TSPR非设计点性能模型。以高空高速(22km,Ma3.64)为设计点,计算和分析了0km,5km,10km,15km高度下TSPR的非设计点性能。结果显示:当采用等换算转速和等余气系数的调节规律时,TSPR非设计点工作范围宽广,具有良好的非设计点性能,最大推力是最小推力的3倍左右,最大比冲超过800s;在(10km,Ma2.5)的非设计点,通过调节转速,可以获得1.55倍的推力调节比和稳定的比冲性能;最后得出:提高转速,增加飞行速度,提高富燃流量驱涡流量比是增强TSPR性能的有效途径。     

TBCC燃烧室/喷管一体化壁面温度计算

基于Navier Stokes(N-S)方程组对包括隔热屏、隔热屏内外流、大气外流在内的涡轮基组合动力(TBCC)发动机燃烧室/喷管进行了一体化的气/热耦合数值模拟,考虑了燃气组分输运、辐射换热等影响,研究了其在某典型飞行状态下TBCC冲压发动机燃烧室/喷管筒体及隔热屏内外壁壁面温度、辐射换热热流及对流换热热流分布.结果表明:燃烧室/喷管筒体与对称面上下交线的壁面温度在轴向距离为0.5~2.6m内变化较小,在轴向距离为2.6~3.1m内急剧增加,在轴向距离为3.1~3.5m内急剧下降.之后,上交线筒体壁面温度沿流向减小,下交线筒体壁面温度先升高后降低.筒体壁面温度最高点在喷管下调节板收缩段,为1577K.隔热屏内壁面辐射热流在370~500kW/m2变化,上下交线处的辐射热流较外壁面的辐射热流约高300kW/m2,辐射热流沿流向先减小后增加.隔热屏外壁面辐射热流在50~200kW/m2范围内分布.      

涡轮叶片前缘对冲孔排气膜冷却特性的数值研究

对涡轮叶片前缘对冲孔排和错位对冲孔排的气膜冷却特性进行了数值研究,分别在吹风比为05、10、15、20的工况下,分析了模型表面气膜冷却效率和表面传热系数的分布规律,对比了不同气膜孔排结构和孔间距对下游气膜冷却效率和传热系数的影响。结果表明:相比于传统同向倾斜孔排结构,对冲孔排结构并没有减弱气膜的冷却特性,反而在靠近端壁处比传统同向倾斜孔排更易于加工;两种孔排下的气膜冷却效率均随着吹风比的增大而减小,而传热系数值均随着吹风比的增大而增大;在孔排近下游范围内,随着孔间距的增大,气膜冷却效率逐渐减小且在小吹风比下更加明显,传热系数值随着孔间距的增大逐渐减小且在大吹风比下更加明显。      

镍基单晶叶片制造技术及再结晶研究进展

针对航空发动机单晶涡轮叶片的制造技术以及再结晶缺陷进行分析,结合国内外研究现状,从单晶空心涡轮叶片铸造技术、单晶空心涡轮叶片再结晶缺陷及单晶叶片再结晶控制方法等方面,对单晶叶片制造技术及再结晶控制方法取得的研究成果进行总结和分析。重点介绍了叶片制造技术和再结晶控制技术的方法及研究。对我国单晶空心涡轮叶片制造技术及再结晶缺陷的进一步研究重点进行分析。     

航空发动机涡轮叶片精密成形技术及其发展趋势

空心涡轮叶片一直是制约我国高性能航空发动机研制的瓶颈。针对空心涡轮叶片精铸合格率较低的问题,在讨论涡轮叶片精密铸造工艺的基础上,从精铸"控形"及"控性"两方面,对涡轮叶片精铸成形技术的研究成果进行了总结。此外,围绕未来更高性能航空发动机涡轮叶片,从材料、结构、工艺的角度对其发展趋势进行了讨论。分析认为,陶瓷基复合材料有望在发动机涡轮叶片上得到更广泛的应用。     

涡轮叶片先进气膜冷却与相关激光打孔技术进展

航空发动机涡轮叶片依赖于高温基体、热障陶瓷涂层和气膜冷却技术实现高的工作温度,进而实现高的燃油效率和推重比.介绍了气膜冷却技术的演化趋势,并通过猫耳异型孔与直圆孔的仿真对比,指出复杂异型气膜孔的重要性.进一步论述了单步加工异型孔的必要性和工艺方案,指出为解决单晶叶片异型孔加工难题,超短脉冲激光加工虽然成为研究热点,但水助激光加工更应该引起重视.     

革新涡轮加速器模态转换特性研究

为研究革新涡轮加速器(RTA)模态转换特性和控制策略,基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型,对RTA发动机模态转换过程进行了分析,提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法,对不同转换方法进行了仿真对比,制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划,保证模态转换过程中,发动机可始终工作在最大允许机械负荷和最大允许热负荷状态。基于本文提出的模态转换控制计划,RTA发动机可在Ma1.6条件下开始模态转换,实现在Ma0～4.0范围稳定工作,工作过程中发动机涵道比变化范围接近8倍,为飞行器加速提供高推力性能。     

带锯齿形叶冠叶片接触应力计算及静强度分析

根据接触面位移收敛的特点,采用“位移提取法”计算锯齿形叶冠接触面的接触应力,在面网格尺寸为0.202 mm时可以得到准确的接触应力,最大值为453.48 MPa。分析了带冠叶片在不同情况下的应力水平和扭转程度,发现随初始安装紧度的增加应力水平增大,随离心载荷的增加叶片的扭转角度增大。根据接触面施加载荷与扭转角度的关系,得到了叶片的压缩刚度和扭转刚度,由于压缩刚度远大于扭转刚度,所以叶身应力制约接触面应力。提出以叶冠平均挤压应力不大于40%的名义屈服极限、叶片当量应力不大于75%的名义屈服极限作为静载荷强度判断准则进行静强度分析,初始安装紧度为0.127 mm时的带冠叶片模型可以满足该强度要求。     

叶尖间隙对涡轮性能影响的试验研究

为了获取叶尖间隙对涡轮性能的影响规律,通过对某型发动机高压涡轮第1、2 级叶尖间隙的主动调控,进行叶尖间隙 对涡轮性能影响的试验研究。采用精密传感器对叶尖间隙进行测量,通过试验得到不同叶尖间隙下涡轮效率、换算流量、换算功以 及出口流场的变化数据。结果表明：第1、2 级叶尖间隙每增大1%,涡轮效率约降低0.58%～0.69%;存在1 个叶尖间隙变化对涡轮效 率影响较明显的敏感区;叶尖间隙变化对叶尖出口流场有明显影响。     

涡轮转子凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征

为探索总结凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征,利用实验和数值模拟方法,对叶尖凹槽内部旋涡相互作用机理和叶顶流动换热与泄漏流能量再分布等问题进行研究,并对凹槽叶尖参数化设计方法进行探讨。结果表明:搭建的考虑多因素实验台和可视化泄漏流动测量方案可以精确地捕捉到叶顶区域的流动结构;刮削涡在凹槽中起到"气动篦齿"作用,其形态特征的变化直接影响凹槽叶尖对泄漏流动的控制效果;高温泄漏流流体对叶片表面的冲击是叶尖热负荷提高的主要原因;合理选择叶尖气动参数和凹槽的几何参数可以有效控制刮削涡形态,最终提升叶尖气动热力性能。