有无叶顶冷却涡轮叶栅气热性能的旋转效应研究

为揭示叶片或机匣旋转条件和叶顶冷却对涡轮动叶气热性能的影响机理,选用LISA 1.5级涡轮动叶片,构建叶顶冷却孔,开展了不同冷气流量下的数值模拟研究。计算结果表明:不同旋转条件下,当冷气与主流的流量比为0.3%时,叶栅能量损失最低,当流量比为1.0%时,间隙泄漏流量最低、叶顶传热性能最好。叶片旋转、机匣旋转和平移运动都能降低泄漏损失和泄漏流量,叶片旋转时,叶栅出口下游上半叶高截面的能量损失最大降低约26.10%。旋转效应对泄漏损失的影响不随流量比变化而改变,但对叶栅总损失和叶顶传热品质的影响随流量比增加会不同。当流量比小于0.3%时,叶片旋转情况下叶栅总损失低于静止工况但高于机匣运动工况,且叶顶传热品质最优;当流量比大于0.7%时,叶片旋转使叶栅总损失最高,机匣运动使叶顶传热品质最优。     

雷诺数对轴流压气机转子非定常流动的影响

针对某轴流压气机转子,结合地面试验采用5通道的数值模拟方法在两个海拔高度下对该转子进行数值模拟,分析雷诺数(Re)对压气机中非定常流动的影响。在地面条件下数值模拟绝对坐标系下的频率均落于试验旋转不稳定(RI)的驼峰频率带宽范围内。相对坐标系下相邻通道的数值监测信号互功率谱证明了压气机中周向扰动的存在。该周向扰动的产生是泄漏流与叶顶载荷分布周期性相互作用的结果。高空20 km下压气机中存在特征频率不同的多个周向扰动。此时在叶片近吸力面的尾缘处存在较大范围的流动分离区,由此引起的径向低能流体与叶顶间隙泄漏流相互作用,并共同影响叶顶载荷分布,引起低雷诺数下压气机流动非定常性周向传播。      

旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述

旋转爆震燃烧具有燃烧过程自增压、熵增小、循环热效率高等特性,将其应用于航空涡轮发动机,有望实现发动机性能阶跃式突破。主要介绍了旋转爆震燃烧的基本原理及特点,总结了国内外旋转爆震燃烧技术、旋转爆震涡轮发动机性能和试验技术的研究现状,论述了旋转爆震燃烧加快应用到航空涡轮发动机上需要深化研究宽范围进气下稳定爆震燃烧组织、旋转爆震燃烧与上下游匹配等关键技术,并对中国旋转爆震燃烧航空涡轮发动机工程化应用提出了制定长期发展规划、实施专项研究计划、组建联合团队等发展建议。     

基于响应传递比的转子叶片动应变重构

提出基于响应传递比的转子叶片动应变重构方法,从系统应变频响特性出发,在频域获得应变-应变响应传递比关于模态振型的解析表达式,建立叶片已知测点应变与不可测位置应变的映射关系;开展高速旋转叶片动应变测量实验,建立叶片有限元模型,并采用转子叶片前4阶固有频率的实验结果修正有限元模型;开展考虑转速影响的转子叶片模态分析,提取对应的应变模态振型,计算得到单模态振动下应变-应变响应传递比;综合应变响应传递比和实测动应变重构叶片不可测位置的动应变。实验结果表明:与应变片实测结果相比,基于响应传递比的转子叶片动应变重构结果相对误差小于10%。      

一种弱重力环境下的高速旋转载体滚动角快速对准方法

为解决高速旋转载体无控飞行段弱重力环境下惯导空中动基座对准问题，研究了基于旋转载体惯性信息特征的滚动角快速对准方法。首先分析了旋转载体的惯性信息特征。针对这一特征，提出了一种基于载波相位跟踪的滚动角对准方法，仅利用Y轴陀螺或Z轴陀螺信息即可实现滚动角的快速对准。为进一步提高该方法的适应性，充分利用Y轴陀螺或Z轴陀螺的信息，提出了一种基于双信源信息融合的惯导滚动角对准方法，以实现最优的滚动角跟踪结果。仿真与试验结果表明，该方法可在不依赖卫星、无初始姿态角且载体失重的条件下，5s内完成滚动角快速对准，且对准精度优于3°。该方法可自适应地剔除异常滚动角跟踪结果，有效提高了高速旋转载体用惯性导航系统对复杂力学环境的适应性与可靠性。     

旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热

用数值模拟的方法对旋转状态下涡轮叶片前缘冷却结构进行了数值研究,该结构由进气腔、叶片尾缘块和前缘块构成,对此结构不同的旋转速度情况进行了计算,根据计算结果分析了旋转对涡轮叶片前缘流动与换热的影响.计算结果表明,旋转状态下带气膜出流的冲击流动中,前尾缘冲击面的换热随着转速的增加而减小,且尾缘冲击面的换热比前缘冲击面的换热要好;同时前尾缘冲击面换热的差别随着转速的增加将越来越小.     

旋转方位角对斜肋通道内部流动与换热的影响

数值模拟了静止及旋转状态下径向出流60°斜肋通道的内流动与换热分布,研究了3种旋转方位角:0°,-45°及+45°.分析了哥氏力与肋片对旋转通道内流及换热的耦合作用机理.计算结果表明:旋转方位角对通道的内流与换热影响显著.在0°旋转方位角下,通道前后缘的换热差异最大;在-45°方位角下,通道整体换热性能最差;在+45°方位角下,通道具有最佳的整体换热性能.     

具有离散出气孔的旋转盘平均换热特性

实际发动机涡轮盘腔结构中的冷气进入叶片的冷却通道被简化为旋转盘上离散的通孔,冷气从静盘的中心流入,然后从这些通孔和转静盘间隙流出.针对这样的转静系统进行换热实验,得到了旋转盘表面的平均换热系数和转盘上通孔内平均换热系数.分析了转速、冷却气体流量对换热特性的影响,并给出了无量纲经验关系式.结果显示进气流量系数和旋转雷诺数的增加将导致盘面平均努塞尔数和通孔内表面的平均努塞尔数的增加.      

3-D有限元转子模型减缩的旋转子结构法

为了对3-D有限元转子模型进行减缩,利用Guyan减缩法的基本原理,结合转子动力学分析理论,提出了易于实际应用的减缩方法——旋转子结构法并利用ANSYS程序将其实现.利用该方法减缩了某涡扇发动机转子模型21%的自由度数.减缩模型前20阶最大固有频率百分误差为0.43%,除第17阶振型置信因子为0.98外,其余振型置信因子均为1,临界转速计算的最大误差为0.46%.计算结果证明该方法是可行的.      

施加轴向力的旋转轮盘低循环疲劳试验

为满足配装某型飞机的发动机在外场使用的需要,利用传统安全寿命法对航空发动机轮盘进行了低循环疲劳试验.通过有限元方法计算轮盘在发动机工作条件下的应力状态,结合失效分析,确定了轮盘的关键部位和相应的标准循环.针对该轮盘的应力状态受轴向力影响大的特点,运用类比法确定了试验参数,设计的试验装置实现了在旋转条件下对轮盘施加轴向力.研究表明:轮盘关键部位的确定不仅与应力水平有关,还与结构和失效模式有关.试验设计须考虑轴向力对轮盘应力状态产生的影响.试验装置通过调节油量控制轴向力,可同时满足不同试验参数的新盘和外场使用盘的需要.