基于改进牛顿法的航空发动机起动建模技术

为进行涡扇发动机起动过程性能仿真研究,在发动机慢车以上部件级模型的基础上,通过指数外推法获得低转速部件特性,在建立起动附件模型的同时,修正起动过程各部件总压恢复系数,从而建立起包含地面起动过程的全状态性能模型。在求解发动机各部件共同工作非线性方程组时,采用基于传统牛顿拉夫森迭代求解方法的改进方法,即在第1次完成中心差分得到Jacobian矩阵后,使用修正项迭代更新上一步的Jacobian矩阵。结果表明:该建模方法可以有效地建立起动过程性能模型,并大幅改善模型的执行效率、提高模型仿真求解速度。     

锥形间隙孔型阻尼密封动力特性分析及抑振机理

应用非定常动网格技术建立了锥形间隙孔型阻尼密封动力特性多频椭圆涡动求解模型,研究了锥形度和涡动频率对孔型阻尼密封泄漏特性与动力特性的影响,分析了锥形间隙孔型阻尼密封的抑振机理。结果表明:锥形间隙增强了孔型阻尼密封的泄漏直通效应,增加了密封泄漏量。在平均间隙相等的情况下,收敛间隙孔型阻尼密封泄漏量小于发散间隙孔型阻尼密封;在同一涡动频率下,刚度系数随着锥形度的增加而增大,阻尼系数随着锥形度的增加而减小;收敛间隙孔型阻尼密封具有较大的正直接刚度,增加了转子系统的固有频率,发散间隙孔型阻尼密封产生较大的负直接刚度;收敛间隙孔型阻尼密封具有较大的有效刚度和穿越频率,较小的有效阻尼,发散间隙孔型阻尼密封具有较大的有效阻尼,较小的有效刚度和穿越频率;在锥形间隙孔型阻尼密封结构设计时,需要同时考虑转子系统固有频率和同心度的影响。      

刮削作用对涡轮转子机匣通道涡形成的影响

采用数值方法求解耦合剪切应力输运(SST)湍流模型的雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了不同间隙尺寸下GE-E3高压涡轮第一级转子内刮削作用对机匣通道涡形成和发展的影响。通过与轮毂通道涡结构的对比,发现机匣通道涡层次结构与经典二次流理论存在明显的差异,并对该差异形成的原因进行了深入探索。结果表明:叶顶对机匣边界层的刮削作用在机匣通道涡的形成过程中占主导作用,刮削作用使得流向叶片吸力面的来流机匣边界层在交汇点区域从内层向外层卷起,形成层次结构相反的机匣通道涡;叶顶浸入比值是影响转子机匣通道涡形成的重要参数,随着比值的增大,机匣通道涡损失先增大后减小;只有在间隙尺寸较大情况下,叶尖间隙的"抽吸作用"才能抑制机匣通道涡的发展。     

航空发动机双转子系统“临界跟随”现象的机理及影响

为了探明“临界跟随”现象导致航空发动机振动居高不下的产生机理,建立了考虑中介轴承的双转子动力学模型,推导了双转子发生“临界跟随”现象时参数之间的关系,分析了“临界跟随”状态下转子系统的动力学特性。结果表明:“临界跟随”现象会导致转子系统无法越过盘偏摆振型临界转速,造成转子振动对不平衡质量分布极其敏感,其主要影响因素为盘极转动惯量与直径转动惯量的比值(简称惯量比)以及双转子增速比;当高压盘等效惯量比等于1,或增速比与任意低压盘惯量比相等时,转子系统表现出高压激励条件下的“临界跟随”特征;当低压盘惯量比等于1,或增速比与高压盘等效惯量比的乘积等于1时,转子系统表现出低压激励条件下的“临界跟随”特征。提出了必须严格控制航空发动机叶盘的等效惯量比以及双转子转速控制律的设计建议。      

不同转速下自循环机匣处理对转子性能的影响

以NASA Rotor 37为研究对象,采用数值模拟的方法研究了自循环机匣处理的引气位置在不同转速下对转子性能的影响。研究结果表明:自循环机匣处理的引气位置和转子转速对转子性能的影响具有交互性,其本质原因在于转子在不同转速下处于近失速状态时,转子叶顶区域的流动状态不同,从而造成引气位置和叶顶堵塞区域的相对位置会随着转子转速的变化而变化,进而对转子的性能影响呈现出交互性。通过对三种转速下自循环机匣处理的引气位置对转子稳定性的影响分析知,引气位置位于转子叶顶堵塞区尾缘处时对转子叶顶区的流动堵塞抑制能力最强,极大地改善了转子叶顶区域的流通状况,对转子的失速裕度改进量最为有利,在100%、90%和70%设计转速下,失速裕度改进量的最大值分别为7.46%、8.52%、6.14%。此外,通过对转子叶顶的流场细节分析得知,不同转速下自循环机匣处理的引气位置位于转子近失速工况的叶顶堵塞区尾缘处时,在叶顶造成的高比熵区最少,对转子效率的降低幅度最小,于效率最为有利。      

温度场对航空发动机转子超转破裂的影响

CCAR33.27超转适航要求,分析和试验确定的超转转速,必须基于温度和温度梯度的最不利组合。因此,研究温度和温度梯度对超转破裂的影响有非常重要的意义。以某型航空发动机低压6级涡轮转子为例,采用极限应变方法开展了转子部件的超转破裂分析,对比了常温和高温（红线转速对应的温度分布）下转子关键轮盘应变分布趋势和应变增长规律、预测的超转破裂的起始位置和破裂转速等轮盘超转特性;针对超转破裂分析,提出了在高温条件下,经过常温超转破裂试验验证的方法应用的有效性条件。低压涡轮转子的分析结果也显示,红线转速对应的温度状态下,轮盘超转破裂转速比常温下显著降低,而高温下材料屈服强度的大幅降低则是破裂转速下降的主要原因。     

光线追踪求交算法的研究及其实现

本文对光线追踪求交算法进行了深入讨论。文中结合形体设计实例说明了此算法的正确性和实用性。     

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。     

进气畸变条件下压气机转子叶片的 振动特性研究

航空发动机研制及适航要求中均明确提出发动机零部件的振动特性分析和测试要求,包括评估进气流场畸变对振动特性的影响。对某航空发动机压气机第1级转子叶片进行振动特性计算分析,开展自然进气和进气畸变条件下的叶片振动应力测试。计算分析和测试结果表明:计算分析结果与自然进气条件下测试的叶片共振转速及振动频率一致性好,其激振源主要是压气机结构因素;在进气畸变条件下激振源更丰富,与自然进气条件相比,叶片会被激起额外的振动,且在同一共振转速下振动幅值较大,进气畸变对转子叶片的振动特性产生重要影响。在发动机研制过程中,为提高叶片工作的可靠性,需要加强进气畸变条件下的叶片振动特性试验研究。     

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.