民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入的了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,文章通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在0 m高度尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行速度增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

叶顶间隙对压气机非设计转速气动性能影响的试验研究

为研究叶尖间隙对压气机非设计转速性能特性与稳定边界的影响,以某大涵道比涡扇发动机的十级高压压气机为研究对象,在高转速压气机试验器上开展了试验研究.采用精细化的级间参数测量,以揭示叶尖间隙影响多级压气机级间匹配的机理.结果 表明:叶尖间隙增大后,压气机非设计转速的流量减小、效率降低,且间隙对气动稳定性有显著影响,压气机的前面级未出现压比降低的情况,后面级做功能力明显降低,间隙影响主要集中在叶高80％截面以上,使得压气机更容易进入失速状态.     

小型大涵道比涡扇发动机起动过程仿真研究

航空发动机的成功起动是其顺利进入正常工作状态的前提。为研究某小型大涵道比涡扇发动机在不同环境条件下的起动特性,在获得该发动机部件高转速特性的基础上,发展各部件的低转速起动特性,建立了小型大涵道比涡扇发动机起动数学模型。然后利用起动数学模型编写相应的程序进行数值模拟,并将模拟结果与试验台数据进行对比,结果表明所建立起动模型能较为准确的模拟小型大涵道比涡扇发动机的起动过程。最后,利用已建立的起动模型研究了小型大涵道比涡扇发动机起动特性的影响因素。     

民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬的降噪效果,基于Wiener-Hopf管道声传播预测方法和声阻抗模型,形成了风扇机匣声衬设计流程和方法,对某民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣开展声衬设计研究,包括风扇前和风扇/OGV之间两段声衬的设计。首先选择边线和飞越两个适航工况的管道可传播声模态作为降噪目标声源,以工程要求为设计边界,获得最优声阻抗和声衬结构参数,然后在真实流道形状下,对所设计声衬在目标声源和其他频带声源的消声量进行评估。结果表明,所设计的两段风扇机匣声衬在目标声源和低阶BPF其他声源处的消声量可观,达到声衬降噪的目的。     

航空发动机科学技术的发展与创新

 航空发动机是“飞机的心脏”，是实现人类飞行梦想的关键。回顾了发动机技术进步与飞机的发明、喷气式发动机的问世、航空动力领域的持续创新等内容，介绍了高超声速强预冷涡轮发动机、自适应变循环发动机、民用大涵道比发动机、混合电推进技术的发展现状和发展趋势，探讨了国外航空发动机发展的主要经验和重要举措。     

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究

采用CFD数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机高压涡轮与低压涡轮之间的过渡流道进行了气动性能计算。通过与实验数据的对比,验证了CFD计算模型预测涡轮过渡段气动性能的可靠性以及计算精度。分析了径向偏移较大的涡轮过渡段流动特点和损失机理,为进一步提高过渡段气动性能提供研究方向。高性能大涵道比发动机中,涡轮过渡流道流动机理复杂,设计难度大,其可供挖掘潜力较大。     

压气机叶顶间隙变化规律及对气动性能的影响

以大涵道比涡扇发动机系列的十级高压压气机为研究对象,在压气机部件、核心机及整机平台上详细开展了压气机叶顶间隙变化规律及其对气动性能影响的试验研究,同时结合叶顶间隙对跨音级、高亚音级和低亚音级的仿真验证,得到了压气机不同级对叶顶间隙的性能敏感区,进而揭示了叶顶间隙影响多级压气机整机性能的机理。结果表明:不同尺寸的压气机叶顶间隙变化规律具有一致性,经验证主要和离心力及温度场相关。间隙增大后压气机设计转速下的流量压比特性和流量效率特性均整体下降,尤其后面级间隙对气动性能有显著影响。随着叶顶间隙的增大,压气机的跨音级因叶展较高叶顶间隙与叶展比较小,未出现效率突降的情况,但是后面亚音级做功能力明显降低,间隙影响主要集中在后面级即亚音级,使得压气机典型工况的效率和裕度均有所下降。     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响

大涵道比涡扇发动机中的压气机中介机匣内存在流动分离,由此造成的损失和出口流场畸变对航空发动机的性能有重要影响。通过根部安装20%高度的扰流器以模拟径向进气畸变,对一台大涵道比涡扇发动机的压气机中介机匣开展了畸变影响气动性能的实验研究。实验结果表明：进气畸变导致进口截面的总压恢复和损失系数相较于均匀进气分别下降了0.684%和增加了9.74%;总压和和总温在通道整体高度40%以下区域亏损严重;在出口截面,进气畸变导致总压波动幅度大且40%高度以下存在低压区;出口总温由于气流的掺混明显高于均匀进气条件,出口速度明显降低。畸变气流通过中介机匣后,总温和总压分布较进口的畸变度下降且分布更加均匀;相较于进口畸变总压约30%的波动量,在出口处已经减小到了约10%。可见中介机匣对进口径向畸变沿流向的发展有明显改善作用。     

涡扇发动机旋转声模态发生与测试试验研究

开展了涡扇发动机旋转声模态发生与测试技术研究。首先,通过对涡扇发动机旋转声模态发生与测试技术的原理分析,得出声模态发生与测试试验装置设计方法;结构设计与电气系统设计相结合,完成了试验装置的搭建;最后经过以某高阶声模态为例进行试验验证工作,证明了声模态发生与测试技术的正确性和试验装置设计的合理性。开展的声模态发生与测试技术研究对消声短舱声衬的声学效果验证试验意义重大,填补了中国该工程领域的空白,具有较好的工程应用价值。     

大型连续式跨声速风洞轴流压缩机故障分析与预测

大型连续式跨声速风洞是开展飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计技术研究的重要地面试验设备,具备运行范围宽、动态指标要求高、系统组成复杂和投资规模巨大等特点。轴流压缩机是连续式跨声速风洞的动力源,被称为风洞的“心脏”,对风洞性能指标实现、安全稳定运行具有决定性作用。风洞轴流压缩机与工业轴流压缩机、航空压气机相比有其相似性,也有其独特性。系统分析工业轴流压缩机中常见的故障类型、诊断预警方法、故障处理方案和健康监测等,对大型连续式跨声速风洞轴流压缩机设计制造和运行维护具有重要的借鉴意义。通过分析国内典型轴流压缩机故障处理案例,结合大型连续式跨声速风洞轴流压缩机关键技术研究,为大型连续式跨声速风洞轴流压缩机研制提供了参考建议。     

航空涡扇发动机喷气噪声动态等值线估计

主流民航涡扇飞机在起飞阶段,发动机喷气噪声是噪声贡献最大的噪声源。飞机适航取证过程中对噪声适航有明确的要求。民用航空涡扇发动机的研制与制造,不仅需要考虑符合噪声适航标准,还需考虑起飞时对机场周围社区的噪声影响。由发动机喷气噪声动态预测并绘制其在地面的等值线,不仅可以提前掌握发动机的噪声适航性,还能了解喷气噪声对机场周围社区的影响。基于Stone预测模型,利用有效感觉噪声级表示噪声的动态值,开发MATLAB程序,完成对特定机型的动态噪声预测并绘制动态噪声等值线。     

进气总压畸变对某型涡扇发动机性能的影响

基于多扇区平行压气机理论，对采用俄罗斯的可移动扰流板畸变试验的涡扇发动机，进行了气动稳定性及性能的数值模拟，结果表明畸变使得发动机稳定工作裕度降低、推力下降、耗油率增加。     

航空发动机压比控制系统设计及仿真研究

建立了航空发动机喷口-压比线性模型和喷口执行机构数学模型,在此基础上对航空发动机压比控制系统展开研究,设计了三个回路的控制方式。对分油活门位移和作动筒活塞位移分别设计了PI控制和比例控制的内闭环,针对压比采用PID控制,并分别整定了各控制器的参数。仿真表明,该压比闭环控制系统在包线内控制压比效果良好,控制系统鲁棒性强。     

直线冰箱压缩机的频率特性

为了开发高性能、高可靠性的直线冰箱压缩机,从理论上分析了影响直线压缩机固有频率的因素,通过实验研究了直线压缩机在不同排气压力和工作频率下的工作特性.研究结果表明:直线压缩机的固有频率不仅与运动组件质量和弹簧刚度有关,还受到排气压力及活塞行程的影响,随排气压力的增大而增大;在不同的排气压力和活塞行程下,当工作频率接近固有频率时,压缩机的工作电流和输入功率最小,压缩机效率最高,工作可靠稳定.在设计直线冰箱压缩机时,为了使其高效、可靠稳定地运行,应保证额定运行工况下的固有频率与工作频率相等.