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.     

一种带喷气自驱动风扇的发动机总体性能研究

因经济性需求使得发动机涵道比不断增大,导致风扇的转速不断下降,风扇与增压级和低压涡轮之间的转速不匹配问题越来越突出。基于桨尖喷气旋翼的原理提出了一种新型的喷气自驱动风扇发动机,从核心机中引出高温高压气体至风扇叶尖区域,通过高速喷射获得反作用力驱动风扇旋转。利用C++程序对带喷气自驱动风扇的发动机进行了总体性能仿真,与常规发动机相比,采用该方案后发动机在基本不改变原有推力和耗油率的条件下,进一步提升了发动机的推重比。     

超高载荷大涵道比齿轮驱动风扇气动设计

增加减速比可以实现齿轮驱动风扇的转速变化。降低风扇转子转速,有利于降低风扇噪声和转子结构强度要求。应用一种大弯度低损失扩压叶型,进行大涵道比风扇转子气动设计,以降低风扇转子转速。由于该叶型弯度大,可实现超高载荷;构成的叶栅通道后部呈收敛状,可抑制附面层增厚,降低损失。风扇气动设计采用S1/S2两类流面设计方法,结合多点优化,所设计的超高载荷转子设计点效率为0.964 4,级压比达到要求(1.35),级效率为0.900 2、级喘振裕度46.19%。     

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。     

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。     

沆空发动机钛合金增压级鼓筒的蔓形控制

随着高性能航空发动机推重比的提高,增压级鼓筒的作用愈来愈大,典型的特征是结构复杂、壁厚薄,在机械加工中容易产生变形,影响其加工精度和加工质量,从而影响发动机的性能。钛合金因其比强度高、耐腐蚀、高温高强度等显著优点被广泛应用于航空发动机中。本文以航空发动机增压级鼓筒为载体,针对钛合金材料及鼓筒结构特点,通过优化工艺设计过程,控制薄壁鼓筒加工变形,保证产品加工质量。     

基于GasTurbTM的双转子涡扇发动机性能研究

基于国内外涡扇发动机及其部件特性研究结果，本文旨在以双转子高涵道比涡扇发动机E³某型号为研究对象，通过GasTurb^TM仿真平台，建立动态部件模型。基于相似理论及模化原理，在核心机工作点匹配约束条件下，对其部件特性进行研究，从而获得航空发动机在非稳定工况下的整机性能和工作特性。研究结果表明：在其他条件一定的情况下，双转子发动机的核心机效率和流量随高低压转子转速的增大而增大，伴随着涡轮前温度的升高，推力逐渐增大，耗油率先增大后减小；高压压气机的增压比偏离设计值的程度对油耗影响较为明显。     

某型发动机压气机包容性研究

通过对某型涡轮风扇发动机压气机的结构设计、强度设计,结合航空涡轮发动机压气机的技术发展和使用要求,根据设计规范对发动机包容性的规定,进行该型发动机压气机包容性研究。为该型发动机包容性设计提供依据,积累设计数据、丰富设计数据库,完善该涡轮风扇发动机设计体系。     

某型涡轮风扇发动机风扇转子整流罩的车加工

某型涡轮风扇发动机，为大推力高涵道比的大型涡轮风扇航空发动机，涵道比达到了9，发动推力大于500kN，风扇直径大于3m。1000型风扇转子整流罩为该型涡轮风扇发动机最前部的一个重要部件。该部件与风扇一同以每分钟近万转的速度高速旋转，起保护发动机与减少气流阻力控制气流方向的作用（见图1）。外形成流线形，属于大型薄壁易变形零件，直径φ0～φ954mm，总高635mm，壁厚2．50～3、50mm，材料为WZa为5％～6％，WMg2．2％的锻造铝合金（见图2）。     

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。     

民用航空涡轮发动机现状与发展趋向

本文综合论述民用航空发动机的现状与发展趋势。根据对民用航空发动机的经济性和可靠性的基本要求出发,从理论上分析了发动机的增压比、涡轮前燃气温度和涵道比等主要参数对发动机性能的影响关系。概括介绍了当前世界上主要的民用涡扇发动机的基本数据、结构特点和应用情况,包括目前主要航空发动机制造商正在研制的GE90-115B、GP7200等高性能涡扇发动机。在此基础上,对民用航空发动机的发展趋向和若干技术关键问题做了扼要的分析,并呼吁加强新型航空发动机的创新研究。     

雷诺数对大涵道比涡扇发动机性能的影响仿真

为了评估雷诺数对某大涵道比涡扇发动机的影响,利用Wassell等修正方法,对发动机主要部件的特性进行了雷诺数修正,并利用发展的性能仿真程序进行计算和对比。结果表明,在高空低马赫数下,雷诺数对大涵道比涡扇发动机性能影响较大,造成发动机的推力减小约1.98%、耗油率增大约3.04%,同时影响发动机的喘振边界及共同工作线,降低其可用稳定裕度。     

航空发动机风扇叶片表面粗糙度影响的研究

某型航空发动机在三次修理后存在性能下降的问题,分解发现发动机风扇叶片由于使用时间较长导致表面质量较差,表面粗糙度值较大.为研究航空发动机性能下降与风扇叶片表面粗糙度的关系,应用数值模拟方法,对不同叶片表面粗糙度的风扇性能及流场进行分析,并通过试车进行验证.通过研究确认,风扇叶片表面粗糙度值过大会导致航空发动机性能下降.     

航空发动机风扇叶片表面粗糙度影响的研究

某型航空发动机在三次修理后存在性能下降的问题,分解发现发动机风扇叶片由于使用时间较长导致表面质量较差,表面粗糙度值较大.为研究航空发动机性能下降与风扇叶片表面粗糙度的关系,应用数值模拟方法,对不同叶片表面粗糙度的风扇性能及流场进行分析,并通过试车进行验证.通过研究确认,风扇叶片表面粗糙度值过大会导致航空发动机性能下降.     

航空发动机整体叶盘结构及发展趋势

现代航空发动机的结构设计和制造技术是发动机研制、发展、使用中的一个重要环节,为满足以F119、F120、DJ200为标志的第4代战斗机用发动机以及未来高推比新概念发动机的性能要求,除采用先进技术减少飞机机体结构、机载设备的重量外,关键是要求发动机的推重比达到10.0一级,重点突破发动机部件的气动、结构设计、材料、工艺等方面的关键技术。其中,在发动机风扇、压气机、涡轮上采用整体叶盘(Blisk)结构(包括整体叶轮、整体叶环等)是提高发动机性能、简化结构、降低重量、减少故障率、提高耐久性与可靠性的重要措施。     

CFM56系列发动机风扇叶片设计特点分析

风扇叶片是涡轮风扇发动机的重要部件,为涡扇发动机提供75%~80%的推力,其工作的好坏直接影响着发动机的性能。对CFM56系列发动机的风扇叶片的发展历程和不同时期的设计特点做一概括性分析,供航空发动机的相关从业人员参考。     

浅谈民用大涵道比发动机风扇转子叶尖间隙控制

本文针对民用大涵道比发动机装配时风扇叶片叶尖间隙周向差异大,局部间隙超差、机匣涂层局部磨损现象,分析影响叶尖间隙的重要因素,找出原因,提出控制措施,并指出在设计过程中,通过控制叶尖间隙相关的轴向、径向尺寸及公差,风扇机匣变形,从而获得一致性好的安装间隙;同时控制影响发动机工作可靠性的重要因素,如风扇盘与风扇轴的连接,最终可获得理想的工作间隙。     

不同轴向间隙时多级叶轮机械内部流动分析

应用数值模拟技术,计算了不同轴向间隙轴流风扇级内部三维流动和总性能,详细分析了该风扇级分别在最大流量状态和近失速点状态下内部流动细节,分析不同轴向间隙对风扇级堵塞和失速机理的影响,并比较不同轴向间隙对风扇级总性能的影响.结果表明,轴向间隙的大小对风扇级性能影响很大,反压相同时,轴向间隙减小,流过风扇级质量流量、压比、效率均减小.     

气动矢量喷管建模及对发动机性能影响的研究

基于气体动力学理论,按照气流在气动矢量喷管内部的流动状态,构建了气动矢量喷管的数学模型,并编制了相应的计算程序,将程序仿真结果与试验和CFD数值模拟结果进行对比,结果表明所构建的气动矢量喷管程序具有较高精度,可以用来表达气动矢量喷管特性。将气动矢量喷管程序集成到航空发动机总体性能程序中,以某航空发动机为研究对象,采用三种控制模式(发动机压比不变、喷管喉部面积不变、低压转速不变),开展引气量对发动机性能影响的研究。结果表明:随着二次流引气量的增加,发动机矢量角增加的同时发动机性能有较大幅度降低,配装气动矢量喷管的发动机对控制模式提出新的要求。     

航空发动机总体方案论证耦合模型研究

方案论证是航空发动机设计流程中的重要环节,本文提出了一种航空发动机总体方案论证耦合模型。该耦合模型可以对发动机压比、压气机流路、压气机效率、涡轮效率、涡轮前温度和涡轮冷气量进行快速评估,并给出调整建议。加速发动机方案论证的进程,缩短航空发动机设计周期。