导叶冷却对涡轮级性能影响的数值研究

针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50%增加至6.25%,叶片绝热壁温降幅达11.19%,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95%和12.01%,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39%和1.51%.      

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.      

蒸发式稳定器燃烧不稳定性初步研究

对蒸发式火焰稳定器结构的模型燃烧室进行了燃烧不稳定性实验。实验中选取了3个当量比,分别为0.4545,0.5454,0.6363。每一个当量比中,值班级供油的比例从2%变化到36%,间隔为2%。利用动态压力传感器测量了不同当量比以及不同值班级供油比例时燃烧室内动态压力的频率和振幅。为了进行对比,在以上3个当量比时,也对普通V型稳定器进行了实验。结果显示,蒸发式稳定器激发了130Hz和203Hz两个不稳定模态。V型稳定器只激发了203Hz一个不稳定模态。总当量比不变时,随值班级供油比例的增加,除当量比0.6363工况的203Hz模态振幅呈现减小趋势,其他燃烧不稳定性模态的振幅均先增大后减小。对燃烧室进行了一维声学模态分析,130Hz和203Hz模态分别为系统的第2和第3阶纵向模态。     

叶型探针级间堵塞对压气机性能的影响

针对航空发动机压气机级间参数测试中叶型探针的堵塞影响,采用试验和数值模拟相结合的方法,进行相互检验及校正,分析了堵塞影响随探头形式与数量变化的关系,以及堵塞影响随来流状态参数变化的规律,明确堵塞效应引起压气机特性变化的量级。确定了影响压气机特性的主要因素为压气机的流量、压升及叶型探针的堵塞比等参数,并在此基础上得到采用压升修正系数和流量修正系数修正探针堵塞影响的方法。     

民用飞机系统级飞行试验的构型评估方法研究

给出了民用飞机系统级飞行试验构型评估工作的来源与目的,介绍了其在整个适航符合性验证飞行试验过程中的地位与作用,同时明确了该项工作的方法及流程,提出了在构型评估过程中应关注的问题,并以实例阐述了本文提出的方法。     

氦气压气机高压级实验研究及性能分析

针对高温气冷堆(HTGR)一回路氦气轮机直接发电装置的氦气压气机中,工况最为恶劣的高压级进行性能研究。首先通过实验方法研究了高压级实验叶栅的气动性能,然后采用数值模拟的方法进一步分析其性能,给出了40%～130%设计转速的流量-压比和流量-效率特性曲线,并进行了叶栅内部流动分析。实验研究和数值模拟结果表明,此氦气压气机高压级性能较好,可应用到氦气压气机整机研制中。     

多级轴流压气机级间性能试验研究

对某多级轴流压气机级间性能进行试验研究,详细分析了该压气机在设计角度与优化角度下,不同工况时的性能特性(包括各级做功能力、级压比和不稳定边界变化规律等)和级间匹配情况。研究结果表明,在非设计状态下各级匹配可以进一步优化、改进设计;进口静叶角度变化会改变压气机的级负荷分配和级不稳定边界位置,影响压气机不稳定边界移动。建议适当开大一、二级静叶角度,以改善二、三级转子流场,提高其性能;同时,应在不影响整台压气机不稳定边界的情况下进行静叶角度优化。     

涡轮级燃气入侵的理论分析及数值模拟

为了分析航空发动机涡轮级中的燃气入侵现象,提出一种研究封严间隙处流动规律的理论方法,并采用全环模型进行了数值模拟。在该理论方法中,动盘旋转、封严冷气、外环主流对流动的影响用三个特征速度来表征;它们的相互作用用速度比来描述。数值模拟结果表明:随着速度比的变化,封严间隙处呈现燃气沿静盘入侵、燃气基本不入侵以及燃气沿动盘入侵等三种流动形式。利用速度比的影响规律,可初步判断封严间隙处的燃气入侵情况以及最小封严冷气流量。     

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.      

基于响应面的BLISS改进方法

在分析研究BLISS(bi-level integrated system synthesis)方法的基础上,提出了一种BLISS改进方法,该方法在子系统级和系统级均引入基于试验设计的响应面进行近似,并设置了可调移动步长参数,不需再进行复杂的灵敏度分析,消除了BLISS方法对每步迭代优化移动步长的限制,减少了优化迭代次数和陷入局部最优的可能性.最后给出两个具体算例对上述方法进行了验证并与传统BLISS方法进行了对比,结果表明:其优化迭代次数分别减少了57.9%和70.3%,证明了该方法的可行性和有效性.