发动机中轴流压气机转子叶尖间隙影响研究

某型发动机在临界转速检查稳定性时,长期存在喘振裕度不足问题,严重影响发动机的正常交付.针对这一问题,对发动机中轴流压气机转子叶尖间隙的影响进行了研究.在研究中,应用数值模拟方法,对不同转子叶尖间隙的轴流压气机性能与流场进行了分析,进而得出结论.     

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。     

跨音速压气机转子叶尖间隙流场特性研究

为了分析跨音速转子叶尖间隙高度对转子叶尖流场的影响,以某轴流压气机跨音级为研究对象,采用全三维数值模拟方法,探讨了设计点和近失速工况下叶尖泄漏涡与激波的相互作用现象及不同的间隙条件下叶尖泄漏涡的演化、发展规律.计算结果表明,与设计点相比,近失速工况下间隙泄漏涡在流场中的位置及其与叶片弦长的夹角基本不变,但其对激波的影响...     

高分辨率转子叶尖间隙测量传感器的设计及验证

航空发动机旋转机械的叶尖间隙对其性能和安全具有重要意义。为了通过主动间隙控制系统准确控制涡轮叶尖间隙,需要通过高分辨率的测量传感器实现叶尖间隙的精确测量。由于电涡流式非接触测量方法具有良好的抗干扰性、响应速度和灵敏度等优点,基于电涡流感应原理,设计一种适用于微小间隙动态测量的高分辨率传感器。通过静态标定分析和动态测量实验,验证设计传感器的性能,结果表明设计的传感器分辨率可达10μm,量程可达3 mm,满量程范围测量重复性在0.5%以内。同时,用该方法测量了转子在12 000~15 000 r/min下的叶片长度变化。研究结果表明设计的电涡流传感器的分辨率能够反映间隙动态变化情况且具有良好的动态响应,验证了其在转子叶尖动态间隙测量中应用的可行性。     

轴流通风机转子叶尖间隙非定常流动图谱测量与分析

借助动态压力测量设备和测试技术完成了某轴流通风机转子叶尖间隙非定常流动的测量过程,通过对叶尖间隙的端壁压力的测量,得到叶尖间隙非定常流动压力频谱,揭示出转子前后间隙流动演变过程,为深入了解叶尖间隙非定常流动及建立间隙流主流相干模型提供了试验依据.     

叶片开槽对大涵道比风扇的流动控制研究

提出利用空心结构在涡扇发动机大涵道比风扇内部从前缘到吸力面开槽,利用来流速度冲量在吸力面形成微喷气控制吸力面附面层的流动控制方法。研究不同槽道进、出口宽度和出口位置对二维叶栅的影响,选取最优方案进行三维叶片开槽。结果表明：叶片开槽可有效抑制吸力面附面层发展,减少附面层和尾迹损失,使效率增加了0.46%,失速裕度增加了1.8%,总压比增加了1.3%;微喷气流量适中并作用在吸力面附面层发展的起始位置时对附面层的抑制效果最好。     

核心机驱动风扇级转子叶尖流动结构和机理的研究

为了探究核心机驱动风扇级不同工作模式下转子叶尖流动结构和机理,对某核心机驱动风扇级转子流场进行了三维定常数值模拟,分析了单外涵模式和双外涵模式下工作点及近失速点转子叶尖流场结构特点,并研究了不同叶尖间隙对核心机驱动风扇级性能的影响。结果表明:单外涵模式与双外涵模式设计点叶尖泄漏涡起始位置不同;单外涵模式转子叶尖存在贯穿流道的正激波,双外涵模式该正激波消失;泄漏涡经过转子叶尖超声速区域会形成低速带;单外涵模式时泄漏涡经过正激波后发生扩散,并使正激波出现"缺口";转子叶尖间隙大小对核心机驱动风扇级两种工作模式下的流量、压比和等熵效率影响均较小,间隙增大到一定程度后稳定裕度下降剧烈。     

某型高压压气机12级转子叶尖间隙理论分析与数值模拟

以某型发动机轴流高压压气机为对象,研究该压气机第12级转子与机匣在运行过程中受温度、气动和离心载荷综合作用下的径向变形。先通过改进预测涡轮叶尖间隙的理论简化模型,来预测该压气机在各工况下叶尖间隙变化规律;再通过三维建模,运用有限元软件ANSYS对压气机各工况进行流-固-热耦合瞬态分析模拟,得到叶尖间隙变化规律,提取间隙变化最大时的各部件径向变形并沿轴向展开。结果表明:两种方法获取的间隙变化规律趋于一致,但理论分析能较快获取规律,而数值模拟结果更加精确,并可以确定叶片顶端最易刮伤的结构位置。研究结果对快速预测叶尖间隙,确定装配间隙和机匣涂层的分布有着重要的参考价值。     

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。     

不同间隙大小轴流压气机转子叶尖泄漏非定常流动的DDES研究（英文）

叶尖泄漏流动对航空发动机的压气机性能有很大的影响,对其进行准确的数值模拟十分重要。延迟脱落涡模拟(DDES)方法在保证计算准确性的同时节省了计算资源。本文针对不同间隙大小和不同工况对大尺寸低速轴流压气机转子进行了DDES模拟。将时均结果与瞬时结果进行了比较,分析了不同叶尖尺寸下流动的非定常性。然后利用LUMLEY三角形分析了叶尖泄漏流动的雷诺应力各向异性。各向异性沿叶尖泄漏涡向下游发展方向变化。小间隙情况下各向异性较弱,这是由于小间隙情况下流动更加稳定。最后,利用快速傅里叶变换(FFT)分析了泄漏涡核心的速度脉动频谱,讨论了泄漏流动的非定常性。     

大涵道比涡扇发动机测量参数精度分配

在航空发动机性能试飞中,测量参数传感器型号及精度的选择对于试验结果有着重要的影响。通过对测量参数进行随机误差合成的计算方法和对输出结果参数进行随机误差计算的两种计算机能方法,对某大涵道比涡扇发动机稳态净推力进行误差分析,计算结果表明两种方法均可用于净推力的随机误差分析。基于该结论,在给定净推力精度要求情况下,以等影响原则对各测量参数进行误差分析,计算出该发动机在设计状态下的精度分配结果。虽然计算模型有一定的假设,但该结果可以作为论证测试方案以及改装时的参考,具有一定的工程实用性。     

小型轴流通风机转子叶顶间隙流场烟雾显示研究

采用直观的烟雾显示技术成功地捕捉转子叶顶间隙泄漏流动图像。通过烟雾模拟上游叶片端壁尾迹,总结出不同转速下叶片对烟雾流的掠扫效应和间隙泄漏流动的规律,随着转子转速的提高,烟雾流扩散角减小,偏转角增大。     

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。     

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。     

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.     

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.     

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。     

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。