大涵道比涡扇发动机循环参数和几何流路优化设计

针对大涵道比涡扇发动机的特点,分析了涡扇发动机四个主要热力循环参数,即风扇外涵压比、总压比、涡轮前温度和涵道比及各循环参数的相互匹配关系对发动机单位推力和单位耗油率的影响.针对某大型飞机对巡航推力及巡航耗油率的要求,优化选择了满足涡扇发动机性能要求的四个主要热力循环参教,确定满足涡扇发动机性能的空气流量,并基于涡扇发动机的设计点参数对大涵道比涡扇发动机主要部件进行流路优化设计,最终确定涡扇发动机风扇直径,各主要部件进出口尺寸,最终得到整个涡扇发动机流路,获得满意的结果.     

地面效应对反推状态下发动机进口流场影响数值研究

为分析与评估地面效应对反推状态下大涵道比涡扇发动机进口流场影响,对某型大涵道比涡扇发动机台架试验的5个状态点开展反推状态下的数值模拟研究,通过与试验数据对比,验证数值方法的准确性。在此基础上,进行反推状态下单台发动机三维流场细节的研究,通过对比固定地面和移动地面以及不同离地高度时的计算结果,获取反推扰流流场中大涵道比涡扇发动机进口AIP截面周向稳态总压畸变指数,总结地面效应对反推状态下大涵道比涡扇发动机进口流场影响特性。     

大涵道比涡扇发动机外涵推力系数确定及误差分配

对大涵道比涡扇发动机而言,外涵喷管推力系数对性能计算结果影响较大。因此,确定外涵喷管推力系数对性能计算非常关键。本文给出了外涵道推力系数确定的计算方法,该方法将内涵道推力系数作为常量,将其影响综合考虑在外涵道推力系数中。结合某型涡扇发动机的部分参数的测量精度,利用该方法对其进行误差分配。结果表明,测量精度基本满足需求。     

大涵道比涡扇发动机风扇转静干涉降噪研究

转静干涉噪声是大涵道比涡扇发动机风扇噪声的重要组成部分,本文基于三维升力面理论,针对某大涵道比涡扇发动机,研究了风扇外涵出口导流叶片(outlet guide vane,OGV)的后掠角大小变化、外涵OGV弦长变化,以及外涵OGV处管道轮毂比变化对风扇转静干涉噪声的影响。结果表明,对于某适航工况,在评估范围内,存在风扇转静干涉噪声声压级的最小值,通过实现外涵OGV后掠角、弦长、轮毂比的优化选择,可以实现该大涵道比涡扇发动机风扇部件的降噪设计。     

基于涡轮导向器喉道流量函数法的发动机进口空气流量计算

发动机性能飞行试验中,关键因素之一是确定发动机进口空气流量。考虑到发动机空中性能确定是一个非常复杂的过程,在飞行试验中,应准备多种方案互为备份,以防止某一特定方案由于若干测量参数失效而无法使用。所以,本文参考和改进了应用于国外某大涵道比发动机的高压涡轮导向器喉道截面流量函数计算法,根据地面台架校准试验,获取基于小涵道比涡扇发动机的高压涡轮导向器喉道无量纲组合参数,将其应用到飞行试验中,利用能量守恒和流量守恒,即可得到发动机进口空气流量。计算结果显示,与Gasturb软件计算结果吻合度高。最后,进行了参数敏感性分析,确定出试验中测量需求精度高的参数,这对小涵道比发动机试飞以及性能确定有很重要的意义。     

发动机水平旋转装配的主轴承结构形态分析

介绍了大涵道比涡扇发动机低压涡轮单元体总装时基于轴承定心引导的水平旋转装配方法,并对Ⅳ支点轴承结构进行分析。利用热胀冷缩方式模拟压紧螺母对外圈的轴向预紧力,通过有限元分析得到轴向预紧力值。外圈热力学分析和内圈静力学分析的结果表明:利用热装配工艺,装配裕度增加了18.24%～21.36%;轴承径向游隙在装机前、后由正变负,改善了发动机的支承刚度和振动性能。     

双转子大涵道比涡扇发动机转子支承方案研究

航空发动机是典型的叶轮机械,每个转子至少需要2个支点,以确保航空发动机正常运转。本文以双转子大涵道比涡扇发动机为研究对象,梳理了部分成熟机型的转子支承方案,通过剖析各转子支承方案的设计意图和设计思路,分析各转子支承方案的优、缺点,为双转子大涵道比涡扇发动机转子支承方案设计提供了参考。     

中俄协商研发35吨级航空发动机打破欧美垄断

正北国防务近日在莫斯科走访俄工业界时,俄方人员对我们介绍了它们对该项目的看法,据介绍发动机将是中俄合作的重点,2018年4月中国航发集团和俄联合发动机集团磋商共同研发35吨级发动机的事宜。俄方希望,CR929在第二阶段可以用上"自己"的发动机。在35吨级大涵道比涡扇发动机方面,中国航空发动机工业自然是一片空白,而俄方正在研制的这一级别发动机型号就是PD-35。事实上,35吨级及以上的大涵道比涡扇发动机不仅可以用于大型远程宽体客机,更是大型军用运输机发展的核心装备之一。但是,如此大推力的大涵道比涡扇发动机,其研发费用对于俄方来说几乎就是一个天文数字。俄方在今年初表示,计划投入11亿美元用于研发PD-35发动机,这个数字显然是过于乐观了。在这种情况下,与中国合作,由中     

涡扇发动机装配脉动生产线分析

装配脉动生产线可有效缩短产品装配周期,大幅度提升生产管理及供应链管理水平,已成为国外大涵道比涡扇发动机装配的发展趋势。对比国内外发动机装配生产线现状,对国外发动机脉动装配生产线的应用情况及工作特点进行分析,指出国内建设涡扇发动机装配脉动生产线的注意要点,为今后研发先进航空发动机装配脉动生产线提供参考。     

航空产业三大领域构建万亿市场

正一系列促进航空产业发展的政策和措施将陆续出台。据悉,航空发动机重大专项行动将于下半年正式启动,将重点聚焦涡扇、涡喷发动机领域,同时兼顾有一定市场需求的涡轴、涡桨和活塞发动机领域,主要研发大涵道比大型涡扇发动机、中小型涡扇/涡喷射发动机、中大功率涡轴发动机等     

湍流模型对高压比离心压缩机气动性能及流场结构影响的数值研究

为研究不同湍流模型对压缩机总体性能及内部流场数值模拟结果的影响,本文采用3个高雷诺数湍流模型和1个低雷诺数湍流模型对Krain实验研究的离心叶轮和等面积无叶扩压器进行三维定常流场计算,并与相应的实验结果进行对比。研究结果表明,4种湍流模型的数值模拟结果与实验结果均存在差异,这一差异与流量和转速有关。在高转速、小流量工况下,湍流模型对数值模拟结果的影响更为显著。数值模拟预测到的失速流量均与实验值差别较大。而从流场和总体性能两方面来看,与高雷诺数湍流模型相比,低雷诺数湍流模型的模拟精度更高,在设计工况附近区域,数值模拟的效率与实验符合良好。     

中等及大迎角下的翼型气动弹性性质研究

采用不同湍流模型的雷诺平均Navier-Stokes方程计算中等及大迎角条件下的非定常气动力,在全湍流流场假设情况下,耦合翼型振动方程,在时间域内数值模拟了中等雷诺数下翼型在不同迎角、尤其是失速迎角附近的气动弹性动态过程。通过算例分析,得出了研究结果。     

影响风力发电机翼型气动性能的因素研究

翼型气动性能的优劣影响着风力发电机的发电效率,研究影响叶片翼型气动性能的因素具有重要意义。本文采用数值方法计算了文献中NACA0012翼型在Re=10^6时的气动性能参数并与试验值比较,验证了数值方法的正确性。通过对相对厚度、相对弯度、雷诺数等影响翼型气动特性的参数进行研究,结果表明:相对厚度小的翼型在小攻角范围可以获得更好的气动性能;当攻角大于失速角12°后,相对厚度大的翼型的气动性能更佳。在0°~20°攻角范围内,相对弯度和雷诺数越大,翼型的气动性能越好。     

叶片数对离心泵叶轮失速特性影响研究

为研究叶片数对离心泵叶轮失速特性的影响,以4种不同叶片数的离心泵叶轮为研究对象,采用改进的亚格子模型(Sub-grid scale model,SGS)对叶轮的内部流场进行数值模拟,得到不同叶片数的失速团的运动规律,以及失速频率、失速团个数、转速等特性参数。研究表明,叶片数对叶轮内部失速团的类型有显著影响,当叶片数为偶数时,会发生"交替失速"流动现象;当叶片数为奇数时,会发生"旋转失速"流动现象。另外,叶片数对失速团特征参数也有一定影响。当发生"交替失速"时,叶片数增多,失速团的数量也随之增多,失速频率也随之变化,4叶片叶轮失速团的失速频率约是6叶片的2.4倍;而当发生"旋转失速"时,叶片数增多,失速团的数量也随之增多,转速也随之增大,7叶片叶轮失速团的转速约是5叶片的1.8倍,失速频率是它的3.8倍。     

高速离心压缩机旋转失速的全流场数值模拟

使用商业计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算软件CFX求解三维雷诺平均的Navier-Stokes方程组,结合出口气腔模型对某带无叶扩压器的离心压缩机的旋转失速现象进行数值模拟。为了准确地模拟小流量下的失速流动现象,在CFD计算中采用包括蜗壳在内的全场网格。首先使用定常计算得到该离心压缩机的稳态性能曲线,并和试验测量值进行比较。然后引入出口气腔模型,模拟离心压缩机内的旋转失速流动。在小流量下模拟得到离心压缩机内部流场的非定常流动现象。分析气腔模型不同参数对失速流动的影响,气腔体积越大,计算得到的失速频率越低。     

塔磨机运行参数优化匹配的仿真分析与试验研究

现有对塔磨机运行参数优化匹配研究不足,影响了塔磨机磨矿效率的提高及其工程应用,为此应用离散元法对某塔磨机主要的运行参数进行了仿真,对碰撞能量、碰撞频率、功率消耗等与磨矿性能相关的物理量进行了研究,并通过试验分析了各运行参数对矿料粒度的影响,验证了模拟分析的准确性。研究结果表明,在临界转速下,转速越高,研磨效率越高,该塔磨机最优的转速为210r/min;填充率过低则磨矿强度较低,填充率过高则能量利用率下降,综合考虑磨矿强度及能量利用率,该塔磨机的最优填充率为60%。     

雷诺数对风力机专用翼型气动性能影响的研究

雷诺数是影响翼型气动特性的主要参数之一,当雷诺数在5×10~5～1×10~7范围内变化时,基于N-S控制方程,对S827翼型在攻角α为-14°～45°范围内变化时的气动特性进行数值计算,研究了雷诺数对该翼型的升力特性、阻力特性、最大升力系数、最大升阻比、流动分离特性、失速特性等气动特性的影响.     

波浪型结节改形风机翼型的气动性能研究

采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明:相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角(α<12°)工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角(α>12°)时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。     

高原环境增压器离心压气机特性试验研究

针对所研制的高压比涡轮增压器压气机,基于构建的进气高原模拟试验台架,开展高原环境下车用增压器压气机特性试验分析与研究,以探讨高压比压气机高原特性的变化规律,并获得相应的验模试验数据。结果表明：在高原环境下,随着海拔的升高,压气机质量流量减小,同转速下最高压比基本保持不变,效率、雷诺数有所降低。海拔自1 000 m升高至4 500 m,质量流量减小26%~44%,效率降低1%~3.5%,压气机进口气体雷诺数降低约30%,近50%以上工况不满足雷诺数处于自模区假设。同时,压气机稳定工作流量范围拓宽,最高可拓宽11%,发生在高压比高转速工况。随海拔的升高,压气机体积流量减小,体积流量特性变化幅度较小,约3%(小于折合质量流量变化特性);因此,忽略系统效应的喘振线差异,可以采用体积流量特性进行变海拔高原环境离心压气机特性及内部流动对比研究。在高原环境下,以折合参数绘制的通用特性与零海拔特性差别较大,尤其是4 500 m海拔,不具备较好的可比性和参照性;而以相似参数绘制的通用特性同时也存在差异,但与折合流量特性、实际流量特性相比,随海拔变化最小,可用于不同海拔特性对比研究。由于雷诺数变化的影响,离心压气机特性随海拔高度存在差异,以马赫数相似为基础的特性曲线绘制方法存在偏差,不再有效;此时,对压气机在高原特性的研究,需要采用实际流量和实际转速;但在不同海拔特性曲线对比研究方面,采用相似参数为基础绘制的特性曲线具有较好的直观可比性。     

The forced convection flow over a flat plate with finite length with a constant convective boundary condition

The flow of a fluid past a flat plate of finite length and infinite width (two-dimensional flow) is considered. The plate is heated by convection from a fluid with constant temperature T _f with a constant heat transfer coefficient h _f . In all previous works, the problem was considered using boundary layer theory whereas, in the present work, the solution is based on the full Navier-Stokes equations. The problem is investigated numerically with a finite volume method using the commercial code ANSYS FLUENT. The governing parameters are the Reynolds number, the new heat transfer parameter, and the Prandtl number. In addition, the influence of these three parameters on the temperature field is investigated. It is found that high Reynolds and high Prandtl numbers the wall temperature increases along the plate. They reach a maximum near the trailing edge then decrease. The same occurs as the heat transfer parameter increases. When the Reynolds and Prandtl numbers are low, the plate temperature tends to become symmetric, with a maximum at the middle of the plate. The temperature profiles become thicker as the Reynolds number and the Prandtl number is reduced while the temperature profiles become thicker as the heat transfer parameter increases.