静叶装配误差对发动机性能影响仿真研究

针对某型轴流压气机装配时高压第11级静子叶片的缘板与机匣之间有时出现的凸出或凹下的装配误差对发动机推力和耗油率产生的影响,应用NUMECA软件对其进行了三维数值模拟.利用发动机性能计算程序计算分析了由此引起的误差对整个压气机和发动机性能的影响,寻求出静子叶片最佳的装配方式.结果表明:静叶凸出和凹下机匣内流道对高压压气机压比影响较小,但均使效率降低,凸出时对发动机推力和耗油率的影响大于凹下时的影响.建议在工厂装配某型时为降低耗油率尽量减小装配误差,尤其应避免凸出的装配方式.     

双转子涡喷发动机气动性能优化控制研究

航空发动机的控制规律作用巨大,它决定了发动机能否获得设定的稳态工作下性能指标,同时保证工作过程中的压气机和涡轮的气动稳定性;双转子涡喷发动机气动性能优化控制的目的就是有效地挖掘发动机的使用潜力;研究方法采用部件特性法对发动机进行稳态建模,并针对某双转子涡喷发动机的稳态模型进行三种不同稳态控制规律下的仿真,得到发动机性能参数的不同变化趋势,并对其进行了详细的分析;结果表明:保持低压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的增加,高压转子转速上升,涡轮前温度升高,发动机推力增加;保持涡轮前温度不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,低压压气机气动负荷变重,低压转子转速降低;高压转子转速也下降,但是下降幅度很小;燃油流量增加;保持高压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,燃油流量有一定的增加,低压转子转速有所降低;推力受多重因素的影响,推力值变化趋势较为复杂。     

航空发动机压气机转子叶片声激振试验研究

对引起航空发动机压气机高压转子叶片振动故障的原因进行了分析.指出压气机在某种非正常工作状态下产生的高声强噪声中所包含的高强度声波,是激起转子叶片共振或颤振的原因之一,通过理论分析和实验研究,得出了如下结论:当转子叶片在机械激振和气动激振作用下已处于高应力工作状态时,如果再叠加由声波激起的共振应力,就会导致裂纹甚至折断.     

压气机叶片流固耦合共振判断和谐响应分析

针对气流扰动引起的压气机叶片振动问题,以整体式轴流压气机叶片为研究对象,借助ANSYS Workbench软件的BladeGen模块对叶片及其流场进行三维建模,然后进行流固耦合分析。求解叶片的压力、应变和前6阶模态振型,绘制坎贝尔图并对叶片进行谐响应分析,结果发现该叶片不会发生共振破坏,但是叶尖尾缘变形和振动较明显,而叶片前缘变形和振动很小。在气体流量不变的情况下,对叶片前缘和尾缘采用变半径设计,可有效提高固有频率、削弱振动。     

民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析

基于Gasturb总体性能分析软件对民航大涵道比涡扇发动机高空巡航阶段的3个监控性能参数受5个气路部件效率影响的敏感性进行分析;研究发现高空巡航阶段高压压气机、高压涡轮的效率降低对排气温度影响较大,风扇、增压级和低压涡轮的效率降低影响稍小;五大气路部件的效率降低会带来排气温度、燃油流量的上升,而对高压转子转速则有正和负的效应,其中低压轴上的3个部件的效率降低会增加高压转子转速;而高压轴上的两个部件的效率降低会导致高压转子转速的下降,这与发动机以风扇转速作为被控参数的控制规律有关。     

标准阴极电解加工整体叶轮数控编程

整体叶轮是火箭发动机、飞机发动机以及航空机载设备的重要零件之一.整体叶轮工作在高温、高压和高转速条件下,选用材料多为不锈钢、高温耐热合金和钛合金等难切削材料,再加上其为整体结构,并带有复杂型面的叶片,使得其制造起来非常困难,成为航空、航天制造技术中的关键.     

某型发动机改型压气机盘结构强度分析与优化

首先对某型发动机改型压气机盘的初始设计进行了强度分析;由于不能满足强度要求,对其进行了结构优化设计,并对优化后的轮盘进行了应力计算,并考虑叶片的影响,建立了叶盘结构有限元模型进行了强度计算,计算结果表明该轮盘均可以满足强度要求,从而为某型发动机的改进设计提供了重要参考依据。     

槽深对跨音速压气机稳定性影响的数值仿真

为了研究不同槽深下的周向槽对压气机稳定性的影响,由于带槽结构下的转子37失速类型仍是叶尖失速,但是带周向槽结构的主要失速因素是叶尖间隙的泄漏涡,且不同轴向位置的周向槽所造成的损失也是不同的。为解决上述问题,利用NUMECA软件和系统的数值模型对某跨音速压气机进行了数值仿真,对三类带周向槽结构的计算结果进行了分析,结果表明,设计中讨论最佳槽深应先给定效率损失要求,并且应以研究最佳槽位置的选择为主。对压气机周向槽处理机匣的设计,不一定要设计涉及整个叶片的处理机匣。对于跨音速压气机在叶尖泄漏涡严重的位置优化设计,可提高压气机稳定性能。     

基于LabVIEW的航空发动机导流叶片虚拟调试技术

介绍了一种通过LabVIEW虚拟仪器实现的航空发动机压气机导流叶片偏转角度调试技术,该技术基于虚拟仪器编程技术,通过对飞参数据的二次开发,实现了航空发动机运转时压气机导流叶片偏转特性的直观显示.由虚拟仪器图像化实现模拟导流叶片偏转角度的调整过程、调试条件和调试结果评估,实现了导流叶片偏转角度虚拟调试及效果评价,可以指导发动机的实际调试工作.经试车验证,此方法能有效地应用于航空发动机导流叶片偏转性能参数的监控和调整,预防故障发生,相比传统的人工经验调试方法,可以减少调试过程中的燃油消耗并延长发动机的使用寿命,具有较高的经济效益.     

基于构件的叶片型面测量软件设计与实现

航空压气机叶片因其自身特点需要测量软件能够定制和易于变化,构件技术解决了这一问题。文章基于软件构件化开发思想,进行航空压气机叶片型面测量软件需求分析和设计;建立开放式测量软件框架和数据流模型;基于MATLAB进行COM功能构件设计与制造;最后通过构件组装与调用,实现测量软件。     

基于RS485总线的多编码器数据采集系统研制及改进验证

为解决某型航空发动机高压压气机静子叶片角度安装精度问题,设计了基于RS485总线的多编码器数据采集系统,详细介绍了系统的结构以及改进方案。方案均在实际中得到验证,具有一定的工程参考价值。     

航空压气机叶片理论型面数学建模研究

提出了NURBS节点因子法理论,研究了基于节点因子法的航空压气机叶片理论型面数学建模方法,通过实例分析,证明了该方法比传统方法更加精确可行。     

涡轮叶顶间隙数值仿真

叶顶间隙显著地影响着现代航空发动机的经济性和可靠性,叶顶间隙主动控制技术可以降低燃油消耗率的同时,保证安全性的要求.基于某型航空发动机的结构尺寸,分别建立了机匣、叶片、轮盘的数学模型.利用自行开发的叶顶间隙仿真程序,改进了叶片和涡轮盘数学模型,并与某型发动机整机的模拟程序相结合,计算了某型航空发动机高压涡轮叶顶间隙的时间历程变化.结果表明:叶顶间隙分别在慢车突然加速和反推力状态下出现最小值.叶顶间隙的计算结果基本上符合试验数据,说明该仿真程序不仅计算速度快,而且还具有足够的精度.     

故障树分析方法在FADEC控制软件中的应用研究

故障树分析方法已被广泛应用在工业系统中,但在软件行业中的应用比较少,在航空发动机全权限数字电子控制系统的控制软件中的应用更是不多见。首先介绍了软件故障树分析方法的原理,并结合某型航空发动机数控系统控制软件出现的故障依据故障树分析方法进行实例化建模、分析。分析结果表明：故障树分析法在定位方面具有简明、直观等特点,在航空发动机控制软件故障定位过程中使用该方法,有助于提高问题定位的效率,提升软件可维护性。     

基于CATIA逆向工程的减震垫设计

简要介绍了逆向工程在工业设计中的应用及逆向工程在CAITIA中的实现,并应用CATIA软件提供的逆向工程模块对航空发动机涡轮叶片减震垫进行建模,最后提出了对逆向工程设计的几点体会。     

轴流压气机旋转失速建模与检测II: 基于北航低速压气机试验台的实验研究

轴流压气机旋转失速和喘振的提前检测对于提高压气机工作效率和稳定性具有重要的意义.本文以北京航空航天大学航空发动机重点实验室的低速轴流压气机实验台为研究对象,基于确定学习理论及动态模式识别方法,开展旋转失速初始扰动近似准确建模和快速检测研究.首先,在压气机机匣壁面周向布置多个动态压力传感器,获取压气机失速前和失速先兆的动态压力信号,基于确定学习理论对旋转失速初始扰动的内部系统动态进行建模;其次,基于以上建模,利用微小振动故障检测方法实现对旋转失速的离线和在线提前检测.实验结果表明,本文所提方法能够在不同转速情况下,提前0.3 s~1 s实现对旋转失速的实时在线检测.     

航空发动机外推部件特性的检验方法分析

在发动机起动模型过程中需通过外推方法获取发动机的低转速部件特性,目前尚无对外推得到部件特性的评价方法和使用过程中的修正方法.针对此问题,在分析压气机、涡轮等部件特性的一般性规律的基础上,将低转速部件特性描述为线性或者近似线性的关系,建立了航空发动机低转速部件特性的评价和修正指导方法,将该方法分别应用于某一已知压气机特性的验证和某型发动机的起动建模的过程中低转速部件特性的修正,仿真结果表明,发动机核心机转速的精度在2％以内.压气机出口总压和涡轮进口温度的动态精度分别为3％和2％.使用该方法不仅可以对外推的部件特性合理性进行判断和评估,还可以指导发动机低转速部件特性的修正,避免部件特性外推和修正过程的盲目性.     

主元分析在航空发动机关键系统状态识别中的应用

航空发动机是飞机的心脏,因此,对其状态识别进行研究,一直是业界研究并试图解决的热点问题之一。本文以某型真实发动机气路系统为具体研究对象,通过在专业试验平台对其各种运行状态进行试验,采集其大量试验数据,在对其深入分析的基础上,提出采用高压转子相对物理转速、发动机进口温度、发动机进口压力、压气机出口压力、25截面压气机进口温度、低压转子相对物理转速、低压涡轮后温度、低压涡轮后压力等8个主要参数进行状态识别的方法,首先对其进行标准化处理,再对其进行主元分析,采用主元贡献率法计算出主元个数,并据此构建状态识别模型,确定 统计量和SPE统计量。并以确定的 统计量和SPE统计量作为航空发动机气路系统状态健康与异常识别的标志,对航空发动机气路系统健康与否进行识别研究,研究结果表明,该方法可以很好识别出航空发动机气路系统的运行状态,对航空发动机实际运行及所处状态的识别具有重要的使用价值与工程指导意义。     

航空发动机内流空气系统通用分析软件设计

为了对航空发动机内流空气系统进行性能分析,研究了一种全新的、高效的发动机空气系统通用分析软件.软件以流动换热的网络算法为基础将发动机内流空气系统分解成由相应的典型元件和节点组成的网络,采用有限的元件和流动介质类型描述发动机内流空气系统.软件前台采用图形建模方式生成网络计算模型,后台采用了网络自动识别技术,方便了复杂网络的建立.可视化界面及支撑数据库,提高了软件的易用性.最后,对某航空发动机内流空气系统进行了计算分析,获得了空气系统内空气压力和温度分布以及各支路的流量分配,说明了软件应用于空气系统计算的可行性.     

跨音速轴流压气机叶片造型及数值仿真

针对跨音速轴流压气机的多圆弧叶片.提出了一种基于锥面展开面的叶片造型方法.设计了某型压气机第一级转子,通过三维粘性流计算软件NUMECA对此孤立转子进行了性能仿真,仿真结果与实验结果符合较好;分析了叶型厚度分布对转子性能的影响:采用标准厚度分布对叶片重新生成,并与多圆弧叶片进行了对比,结果表明用标准厚度生成的叶片更薄一些,性能也更佳;同时当叶型最大厚度的位置后移时,转子的稳定工作范围变宽,效率略有降低.