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.     

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。     

大涵道比轴流风扇增压级概念设计技术研究（英文）

本文为航空发动机设计培训总结报告。本培训目标为设计一款巡航状态下涡轮前温度(TET)1700K、可与LEAP发动机竞争的大涵道比航空发动机。为设计该发动机,需要进行市场调研、总体性能设计、总体结构设计、部件性能与结构设计等工作。为了进行大涵道比风扇增压级的设计工作,编写了轴流风扇增压级一维设计程序。在市场调研确定用户需求后,通过总体性能设计程序确定发动机总体性能参数,同时根据设计限制值开展风扇增压级的性能设计工作,得出风扇涵道比为9.6,风扇外涵压比和效率分别为1.6和0.91;风扇内涵压比和效率为2.0和0.90。     

支板融合OGV平面叶栅数值计算及试验研究

针对大涵道比涡扇发动机外涵处支板融合OGV结构,选取其50%叶高处叶型的平面叶栅,采用数值模拟与试验相结合的方法,进行叶栅的流场数值计算,确定缩尺平面叶栅的试验可行性,研究叶栅的攻角损失特性,分析并找出进口马赫数及攻角对叶栅尾迹的影响规律。通过对支板融合OGV平面叶栅进行吹风试验,测量叶栅的尾迹损失及气流角分布,验证了数值计算与试验结果有较好的一致性。     

某长外涵道形式的尾喷管特性数值计算分析

为了获取用于飞行推力确定的尾喷管特性,利用全三维CFD仿真计算得到了某国产小型分开排气涡扇发动机的尾喷管流量系数和推力系数随外流马赫数、内外涵进口总压比、喷管落压比的变化关系。计算结果表明,尾喷管特性变化趋势合理,可为该型国产发动机飞行推力确定提供依据,对研究带长外涵道型尾喷管内外涵耦合影响分析具有重要意义。     

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。     

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）。     

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。     

可变几何部件对某增能涡扇发动机性能的影响

基于某无人战斗机用增能小涵道比混排涡扇发动机计算模型,选取3个典型工况,开展风扇进口整流叶片角度、压气机进口整流叶片角度和喷管喉道面积等对发动机推力性能影响的研究.计算结果表明:调开风扇整流叶片1°与缩小喷管喉道面积1％后,0 km、0.2 M工况点推力分别增加0.55％和0.48％;5 km、0.9 M工况点推力增加...     

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。     

民用涡扇发动机总体多学科设计优化研究

为了在概念设计阶段充分考虑各学科间的耦合和平衡各指标间的冲突,以某型民用大涵道比涡扇发动机为研究对象,基于协同优化策略构建了发动机总体多学科设计优化平台,该平台集成了热力循环分析、尺寸/质量估算、轮挡燃油估算、污染物排放估算、整机噪声估算以及部件气动和结构强度分析等多个模块。采用非支配排序遗传算法进行了发动机总体方案多目标优化研究。计算结果表明：涵道比和涡轮进口温度对轮挡燃油和整机质量的影响较大,后两者在Pareto解中呈近似二次曲线式的分布规律。     

转静子间距比对发动机风扇噪声预测算法的影响

发动机风扇作为涡扇发动机最主要的噪声源之一,因此,对风扇噪声预测模型的影响因素进行评估对新型发动机的设计制造和适航评估具有重要的意义。通过对风扇噪声的产生机理及声音在传播过程中的影响因素进行研究,利用MATLAB软件进行编程,分析了在不改变其它参数的前提下,通过改变风扇转子和静子间距比对风扇噪声的预测结果的影响,为发动机在设计阶段的降噪和控制噪声提供一定的理论依据。     

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     

声衬技术在大涵道比发动机短舱上的应用

航空发动机噪声不但污染环境,也会损害人们的健康,航空发动机的噪声污染正逐步受到重视,从声源上降低噪声较难,从传播途径上降低风扇噪声是目前简便的方法,现有的商用发动机通过在涵道内壁安装声衬,从而降低风扇噪声。短舱大部分结构处于涵道内,因此,在短舱内安装声衬是发动机降噪最有效的手段。短舱声衬应用部位较多,包括进气道内壁板、反推阻流门、外涵外壁、核心机舱罩以及喷管,因此,声衬技术的研究对短舱设计意义重大。本文重点分析了国外成熟机型短舱声衬的应用及设计现状,包括声衬结构形式、选材、应用部位及声衬设计要点等。     

起飞状态下发动机风扇噪声变化趋势的预测

飞机的起飞过程中,整机噪声几乎由发动机贡献,而风扇部件产生的气动噪声则是发动机总噪声的重要组成部分。分析了风扇噪声的组成,采用Heidmann风扇噪声模型,应用matlab软件进行编程实现起飞状态下的风扇噪声值预测,并对实际环境因素影响进行修正,以某型飞机的配装发动机CFM56-7B为算例,计算多个点的噪声数据并研究其噪声变化趋势,通过噪声值计算数据表明,地面预测点所得的风扇有效感觉噪声级EPNL随着水平距离的增加而产生变化。结果表明:Heidmann风扇噪声模型算法用于实际民航飞机的发动机风扇噪声预测时,具有较高的准确性,并可作为飞机噪声适航取证阶段的噪声预测参考方法。     

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     

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。     

基于动平衡的转子动力学模型的验证方法

基于大涵道比涡扇发动机风扇转子易于进行现场动平衡的特点,以带弹性支承的单盘对称转子为模型,根据动平衡的影响系数和转子的振动响应之间的关系,提出了利用影响系数和传递函数对转子动力学模型和模型参数(自振频率、等效刚度和弹支刚度)进行验证和估算的方法。并通过实验验证,验证了上述方法的可行性和正确性。