基于不同载荷的大涵道比风扇气动噪声分析

对于齿轮驱动大涵道比涡扇发动机,载荷升高转速减小能够显著降低噪音。探究了载荷系数变化对大涵道比风扇气动噪声的影响。对设计完成的3款不同载荷的大涵道比风扇级进行了系统的声学特性分析。结果表明:无论是对于单转子还是风扇级,随着载荷系数的升高,噪声都逐步降低。超高载荷风扇转子的噪声与常规载荷风扇转子相比,降低了27.36 d B;相应匹配上静子以后,整个风扇级的噪声降低了18.03 d B。     

基于最速下降法的风扇叶片三维优化设计

以某航空发动机三级风扇为研究对象,选择叶片厚度为优化变量,叶片绝热效率为优化目标,采用全三维叶型优化方法对某三级风扇中的第二级转子进行了优化设计。在设计转速下,对优化前后的单转子及其所在的三级风扇进行了全三维数值模拟,并对计算结果进行了对比分析。结果表明,在设计转速工作点,优化后叶型波前马赫数降低,激波强度减弱,叶片槽道内激波损失、径向掺混损失均有所减小,激波与附面层相互作用减弱：优化后单转子效率提高了1．6％,采用优化后转子叶型的三级风扇总效率提高了0．5％。     

某声学风洞轴流风扇设计（英文）

采用试验研究的方式,对某声学风洞的轴流风扇性能进行验证。该风扇采用了任意涡设计方法以达到所要求的气动指标要求;通过降低风扇转速、合理匹配桨叶-止旋片数目、调整桨叶-止旋片间距及止旋片后掠等方式,降低风扇噪声。风扇的性能测试结果表明,风扇满足了风洞试验段的最高风速要求,当风扇转速为650r/min时,风扇的级间效率达到90%、风扇段气动效率达到84%;当试验段风速达到70m/s时,风扇出口的声压级为114d B。该风扇的研制,表明采用任意涡风扇设计方法结合上述提到的降噪措施,能够设计出气动效率高、风扇噪声低的风扇系统,可很好的运用于其他的声学风洞设计中。     

进气畸变下风扇叶型多目标优化（英文）

BLI(Boundary Layer Ingestion)推进系统能显著降低飞机耗油率,但会随之带来风扇进气畸变问题,并严重影响其气动性能。为降低进气畸变条件下风扇叶型的损失并提高其抗畸变能力,选取某可控扩散叶型CDA(controlled diffusion airfoil)为研究对象,以最小化叶型损失和损失对攻角的敏感性为优化目标,通过多目标遗传算法MOGA(Multi-objective genetic algorithm)结合BP(Back-Propagation)神经网络对叶型进行多目标优化。经过优化,得到了在进气畸变条件下有较好气动性能的风扇叶型。与初始叶型相比,叶型在正攻角下的损失显著降低,同时其损失对攻角的敏感性降低了32%,低总压损失范围拓宽了21%。     

某压气机静叶叶型气动特性的实验研究

对重燃压气机第七级静叶根、中、顶3个截面的叶型进行了气动性能吹风实验。实验结果表明：叶型损失的主要部分由叶型吸力边的扩压流动产生,合理选择叶型吸力边扩压段的长度与沿扩压段的扩压速率,能够减少叶型损失。在不同冲角下各型面叶型都具有良好的气动特性。     

高压比大推力离心压气机流场分析

基于CFD设计了一款转速60000 r/min、压比7、流量1.5 kg/s的大推力压气机,采用spalart-allmaras湍流模型和Navier-Stokes方程组对压气机叶轮内的气体流动及其工作范围进行了数值模拟,分析了60000 r/min转速时最高效率点附近的相对马赫数和流线云图,开展了非设计转速下的流场分析,计算了不同转速下的工况,研究了设计转速下叶轮入口处激波和射流尾迹的流动情况。研究结果表明：设计工况条件下,等熵效率为84.25%,压比为8.167;转速从48000 r/min到54000 r/min时,等熵效率提高,流场改善,气动损失减小;压气机转速从60000 r/min增加到72000 r/min时,压气机等熵效率、气动损失减小、稳定工作范围收窄;高压叶轮的主要气动损失为叶片表面的激波损失、叶尖间隙损失、二次流损失及吸力面尾缘的低能流体。     

弯曲叶片静子对核心机驱动风扇级的影响研究

针对核心机驱动风扇级气动设计问题,采用定常数值模拟方法,对某核心机驱动风扇级进行建模,分别采用直叶片静子和弯曲叶片静子在级环境中进行三维仿真,对比分析了单外涵模式和双外涵模式下分别采用直叶片静子和弯曲叶片静子的气动参数和流场,并揭示了不同模式下静子的气动参数特点,结果表明,正弯曲叶片适用于核心机驱动风扇级,其能够改变静子载荷的径向分布,削弱根部的气流分离,减少了气动损失,提高了效率,且对两种工作模式均有效;单外涵模式静子宜采用偏负攻角设计。     

雷诺数对跨音速压气机转子性能的影响

为了研究雷诺数对跨音速压气机转子性能的影响,基于NUMECA流场仿真软件对NASA设计压缩机进口级转子37进行气动研究。对比分析了不同进气压力下,Rotor37总体气动性能和内部流动细节。不同入口压力对应不同雷诺数。结果表明,在满足几何不变,压比不变,转速不变,入口总温不变的条件下,雷诺数进入自模化区后,基本可以忽视雷诺数对压气机转子气动性能的影响。在不考虑叶片粗糙度的情况下,雷诺数为设计雷诺数47倍时,绝热效率-流量特性曲线总体效率升高,最大绝热效率升高1.4%;压比-流量特性曲线向压比更高,折合流量更大偏移,最大压比几乎不变;当压力升高雷诺数升高后,压气机转子稳定运行区间宽度基本不变。     

掠形对高负荷风扇转子失稳机理的影响

以超高负荷两级风扇第一级前掠转子为研究对象,通过定常和非定常数值模拟手段对近失速点叶尖流场进行了深入分析。为探索失稳机理,与同等气动性能下的后掠转子进行了对比。结果表明:前掠转子在近失速工况下泄漏涡涡心并未发生破碎,其流动失稳是由于端壁机匣处的低能流体集聚所致。而后掠转子的泄漏涡与激波干涉导致其向下游发展中发生破碎,表现出与常规转子相似的失速特征。     

透平叶型反向参数化设计和研究

为了提高叶片叶型设计效率,提出一种透平叶片反向参数化设计方法,针对已有叶型文件反向提取叶片参数化方法中的相关设计参数获得基本复现的叶型轮廓,并根据提取的叶型关键参数调整叶型设计、进一步提升叶片性能。通过对比,新获得叶型能够准确掌握基准叶型的关键设计参数,并能够以基准数据的方式表达,对指导下一步提升叶型气动性能提供有益支持。同时,调整叶型反向参数化所获得关键参数应用于叶型优化后,能够获得气动性能提升明显的优化叶型,叶型损失明显下降、级总总效率得到显著提升。