压气机钛合金轮盘裂纹扩展寿命分析与试验

轮盘是航空燃气涡轮发动机的关键零件,主要承担安装转子叶片、传递转矩、减小鼓筒工作变形等重要作用。国内外针对损伤容限方法和工具等进行了持续30多年的研究。考虑到国内轮盘的裂纹扩展研究还没有进入应用阶段,民用航空发动机的设计和适航取证还缺少足够准确的方法、工具用于计算和确认轮盘的裂纹扩展寿命,因此,以某航空发动机高压压气机第一级钛合金轮盘为研究对象,采用三维有限元仿真计算裂纹尖端应力应变场,基于Paris公式和NASGRO公式分别计算了某级压气机钛合金轮盘的裂纹扩展寿命,对裂纹扩展进行了试验验证,采用电火花加工工艺在盘心预制平行于子午面的模拟裂纹,在高速旋转试验台上进行高温低循环裂纹扩展试验。结果表明：在进行30000次循环后裂纹扩展至7.475 mm;两种仿真分析得到的裂纹扩展寿命较实测值分别偏低16.67%和31.33%,NASGRO公式预测结果更趋于保守和安全,因此NASGRO公式具备工程应用的可行性和优势。     

多级高负荷轴流压气机出口总温分布特征研究

采用数值模拟和试验相结合的方法对某十级高负荷高压压气机末级总温分布规律及产生机理进行了详细的分析和阐述。结果表明：压气机末级静叶出口总温在径向和周向的分布均呈现出较明显的非均匀分布,在径向上表现为叶根和叶尖区域总温高而叶中区域总温低的分布特征,在周向上表现为主流区总温低而尾迹区总温高的分布特征;径向总温分散度沿压气机末级静叶往下游发展过程中呈现逐渐降低的变化趋势,而周向总温分散度则呈现先增加后减小的变化趋势;压气机末级静叶入口总温径向不均匀分布及大弓形静叶设计产生的“C”型径向压力分布特征是导致压气机出口总温周向不均匀分布的根本原因。     

多级轴流压气机叶尖间隙工程设计与验证

建立了民用航空发动机压气机叶尖间隙工程设计方法。首先,根据设计点要求进行初始冷态间隙计算,而后基于强度分析得到的变形量、制造公差、配合关系、稳态不平衡响应以及发动机工作状态等因素评估其余考核工况点间隙,经过迭代调整后得到满足安全要求的间隙值,最后根据试验数据修正得到最终冷态间隙值。以某高负荷压气机第7级转子为例开展了叶尖间隙设计,并与试验验证结果进行对比,证明了所提方法的可行性和合理性,采用该方法获得了安全可靠的叶尖间隙设计结果。     

封严篦齿对轴流压气机涡系结构与流动损失的影响

为了解决压气机级间泄漏与二次流流动问题,航空发动机轴流压气机静叶根部与转子之间通常采用篦齿进行封严。为研究封严篦齿泄漏流对压气机性能的影响,基于某轴流压气机建立了带封严篦齿真实结构的几何模型,采用三维数值模拟的方法,研究了篦齿泄漏流对某轴流压气机主流涡系结构和流动损失的影响,并探究了其影响机理。结果表明：封严篦齿泄漏流使压气机的压比和效率都有不同程度的下降;篦齿泄漏会增强上游转子叶根吸力面的尾缘角区涡和静子叶根吸力面的马蹄涡,并使设计工况的上游转子和静子的流动损失分别增大3.1%和13.1%;静子叶根后附面层低能流体被抽吸,改善了下游流场,使下游转子流动损失减小2.4%;在近喘振点,由于压气机内流场恶化严重,篦齿泄漏带来的流场变化并不显著,泄漏流对主流影响小。     

高负荷多级轴流压气机数值仿真的 转静交界面模型研究

针对总压比20以上的某10级轴流压气机，使用一维无反射和通量守恒两类转静交界面模型进行单 通道定常数值仿真，并与试验结果对比，从交界面的守恒和无反射两方面特性分析对计算结果的影响及其机 理。结果表明:一维无反射交界面可有效消除激波反射，但无法保证交界面守恒性;对于本文研究对象，设计 点流量、峰值效率和最高压比分别偏高5%、2.6%和4% ；转静交界面通量不守恒导致的误差，会随着级数增 加而累加。通量守恒交界面虽然存在激波反射等误差，但仍可求出与试验形状接近的性能曲线，除流量偏高 3%，其余主要指标均与试验吻合。因此，计算中需综合考虑压气机的级数、负荷水平和反动度、叶尖间隙、激 波的形状和强度、超跨音叶片前缘与交界面的距离，以选择合适的交界面模型。