基于自相关函数的压气机气动不稳定监测方法

对某型涡喷发动机节流过程中压气机的气动不稳定问题进行了分析研究。研究发现，对应不同的发动机工作状态，压气机第一级静子机匣壁面静压脉动分量的自相关函数形式上有很大差异，可以反映不同工况下压气机第一级转子端部的流动情况。定义了自相关函数特征值μ来量化这种变化。实时检测μ值的变化可以监测该型发动机节流过程中压气机的气动不稳定征兆。所提出的算法具有运算量小、运算速度快的优点，可用于工程实际。     

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.     

级环境下离心压气机扩压器叶片气动优化设计

在级环境下采用人工神经网络和遗传算法在对设计工况下的离心压气机扩压器叶片型线进行了优化,并采用数值方法对优化前、后离心压气机级的气动性能进行了对比分析.结果表明:在设计工况下,优化后的叶片扩压器静压恢复系数提高了11.7%,总压损失系数减少了21.12%,离心压气机级绝热等熵效率提高1.64%,达到了86.01%;非设计工况下离心压气机的气动性能也有显著改善;优化后离心压气机级在设计转速下喘振裕度有所提高,阻塞裕度略有降低.     

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。     

轴流式压气机机匣壁面静压脉动特征研究

运用小波包分析和概率密度函数分析的方法，对某型发动机节流过程中，压气机第一级静子机匣壁面静压信号的脉动特征及概率密度函数特性进行了研究。研究发现，随着发动机工作点沿共同工作线趋近喘振边界，压气机第一级静子机匣壁面静压信号中几个特定频带内信号分量的脉动幅度增强、概率密度函数分布展宽，可以作为试验发动机节流过程中气动失稳的信号特征。     

某型航空发动机压气机叶片气动负荷的近似计算

以某型航空发动机压气机四、五、六级动叶为研究对象，在缺乏叶片扭向设计参数的情况下，根据发动机在地面标准大气条件、设计转速下计算所得的气流参数——压力、温度和速度，应用压气机增压过程中的能量转换关系及级压缩功的表达式，并考虑到动叶受力远大于静叶受力、动叶故障率远大于静叶故障率的事实，近似计算了发动机设计转速下四、五、六级动叶的气动负荷随叶高的变化，从而找到了一种叶片气动负荷的近似计算方法，并为叶片强度校核及振动分析打下了基础。     

静叶角度联调对多级轴流压气机性能的影响

多级轴流压气机采用可调静叶提高压气机的性能，以某高负荷十级轴流压气机为研究对象，采用数值模拟和试验的方法，研究了静叶角度联调对压气机总性能和级间特性匹配的影响。设计转速下，前面级可调叶片角度打开可以使得整台压气机流通能力增加，打开3度，流量增加约5%，效率降低约0.5%~0.7%；关闭3度，流量减少约6%，但是效率提升约0.2%。多级轴流压气机角度联调主要改变了前面级的特性线，后面级特性线发不发生变化，整机的流量增加，压比提高主要由前面级特性变化导致。随着角度逐渐打开，叶尖、叶中区域激波强度逐渐增强，叶中区域的激波位置由叶片前缘推到更上游位置。     

轴流压气机低速模化设计的叶片造型

为了提高航空发动机高压压气机的气动性能,需要对高速压气机进行低速模化设计以开展试验研究.选取高压压气机后面级作为研究对象,给出了高压压气机低速模化设计的相似准则和模化设计流程,为低速模化设计提供了可以借鉴的准则.针对高速原型压气机设计工况点,制定模化设计目标,完成几何变换、通流设计、叶片造型及数值模拟.重点研究了叶片造型模化相似技术,在叶片造型设计上突破了几何相似的限制,通过三维积叠造型的设计方法保证了高低速压气机气动参数的相似性.研究为轴流压气机低速模化设计的叶片造型提供了可以借鉴的方法.     

多级压气机喘振边界点的通道流动特征

进行台架试验,获取了试验发动机喘振边界点的压气机通道压力信号。对压力信号进行了频谱分析,以确定喘振边界点的通道流动特征。分析结果表明,与高转速时流动状态较好的情形相比,发动机工作点处于喘振边界时,压气机第1级静子通道压力信号频率成分中,第1、2级转子叶片通过频率信号BPF1、BPF2和以550 Hz为中心的谐波成分幅值显著增强,在550Hz附近出现多根强幅值的谱线;从较高转速减速时,BPF1、BPF2的幅值先是迅速增大,随后随工作转速减小而逐渐减小,与此不同的是,550 Hz附近频率成分则是随转速减小而逐渐增强的。对试验发动机而言,所获得的喘振边界点通道流动特征可望用于压气机工作稳定性的实时监控和预警。     

多级跨声速轴流压气机几何参数化造型方法及增压特性分析

为发展高性能多级跨声速压气机先进设计体系，提出了压气机多圆弧叶型、多圆弧厚度分布叶型及修正NACA 6-系列叶型造型方法，利用NASA/GE研发的高效节能发动机E³高压压气机前6.5级的准三维设计数据，建立了相应的压气机三维几何参数化模型，并通过数值模拟研究了造型压气机在多个转速下的内部流动及增压特性。结果表明：在100%设计转速近最高效率点处，造型压气机的质量流量与设计目标及与原型压气机试验结果的误差分别为0.4%和0.6%,绝热效率的误差分别为1.9%和0.9%;造型压气机模拟及原型压气机试验所得总压比均低于设计目标；前排跨声转子叶片气动负荷过大导致激波脱体严重是压气机的主要设计不足，改善叶片气动负荷分布、缓解叶片溢流是提升压气机气动性能尤其是设计点总压比的有效方法。研究成果对开展多级跨声速压气机设计优化具有参考价值。     

一种航空发动机压气机喘振检测方法

将发动机压气机出口脉动压力作为喘振检测信号,检验分析了压气机出口脉动压力的统计特征,采用滑动窗口的Johnson转换方法对脉动压力信号进行正态转换,基于统计特征提出了适应发动机任意状态的喘振检测阈值和方法。该方法成功检测出某发动机3次喘振故障,分析得出:发动机压气机出口脉动压力不服从正态分布,稳态过程脉动压力正态转换成功率大于瞬态过程,降低样本容量可有效提高瞬态过程正态转换成功率;对于脉动压力99.95%概率分布的上、下边界距离,其幅值范围在不同转速下差异较大,且随转速增大而增大;根据提出的喘振检测量可设置适应发动机任意状态的固定检测阈值,其检测出发动机喘振及退出喘振所需时间均小于20ms。     

基于相关维数的发动机失速特征

压气机内的压力变化数据，蕴涵着丰富的发动机状态信息，进行分析对于诊断发动机故障有重要意义。运用分形理论，对压气机失速前后的压力变化数据进行分析，分别计真压气机失速前后压力信号相关维数的变化，结果表明相关维数对发动机失速信号是敏感的，可以作为判断压气机失速的特征信号。     

轴流压气机串列静子叶片弯掠设计优化

为了提高轴流压气机的串列静子在不同工况下的静压比与总压恢复系数,采用高自由度的复合弯掠三维叶片造型设计方法,对其前后排叶片进行协同双目标优化设计。设计优化研究表明：弯掠优化设计显著抑制了正攻角工况下串列静子叶片流道内的气流分离,缓解了负攻角工况下串列静子叶片缝隙通道内的气流堵塞。最后优化的弯掠叶型在正和负攻角工况下,静压比分别提升了0.99%和0.71%,总压恢复系数分别提升了0.89%和0.72%。     

基于最大Lyapunov指数的压气机最先失速级判定

研究某型发动机8级轴流压气机级间压力信号的最大Lyapunov指数，提出将最大Lyapunov指数的零点作为失速的判据，最大Lyapunov指数最先达到零点的那一级就是最先失速级．数值试验结果表明该方法可在压气机深度失速前0．2s检测到失速起始信号，且最先失速级为第三级。     

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。     

船用柴油机增压器喘振的计算与特性分析

为研究压气机喘振的特点和影响因素,在现有船用四冲程柴油机仿真模型基础上,对压气机系统的模型进行改进,建立可以预测压气机喘振动态特性的仿真模型,提出确定压气机非稳定工况特性曲线的方法.柴油机在变工况下压气机发生喘振的仿真计算表明:柴油机的进气流通面积减小会造成压气机喘振,流通面积越小,喘振周期越短;空气流经压气机的时间延迟会影响压气机喘振的振幅,但不会改变喘振的周期;柴油机进气管的容积对喘振的振幅无影响,但会改变喘振的周期.计算结果和实验数据基本吻合.