某在役航空发动机压气机叶片性能研究

真实工况下叶片型面变化与性能演变规律,是需要研究解决的问题。基于在役某发动机,开展了压气机叶片型面测量、建模、模型比对以及性能分析。利用开发的三维扫描系统,完成了真实工况下的叶片型面测量与建模;在理论分析基础上,完成了叶片差异量化评估;并采用有限元技术,对叶片的静强度特性和振动模态进行了研究,分析了其性能特点;通过进一步数据对比,总结得出叶片性能演变规律。真实的验证分析数据研究可进一步推动构建叶片性能模型,并指导我国发动机设计与维修。     

某型航空发动机压气机叶片振动静频与动频的关系

以某型航空发动机压气机四、六级叶片为研究对象,考虑发动机实际工作时的温度及叶片扭向的影响,首先计算了压气机叶片振动的静频值及发动机特定转速下的动频值。通过函数拟合,得到了压气机叶片振动的动频与静频及发动机转速的关系式,给出了在更接近于实际工作状态下计算某型发动机任意转速下叶片动频的方法,指出了所得关系式与传统关系式相比,其优点在于既包括了温度的影响又恰当地反映了叶片扭向的影响。     

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.     

航空发动机某型号压气机叶片固有频率的研究

利用有限元法对航空发动机某型号压气机叶片的前二十阶固有频率进行了计算，并通过实验测出了叶片的前四阶固有频率，计算值和实测值基本吻合，为进一步分析叶片的振动响应和确定该型叶片的工作范围提供了依据。     

考虑加工公差的叶片对压气机气动性能的影响

为了量化轴流压气机叶片几何多种类加工公差对气动性能的综合影响,采用多种类几何加工公差的叶片三维模型构造方法,在设计点工况下,对压气机级样本进行三维计算流体力学数值模拟,并对样本叶片计算结果进行不确定性量化和敏感性分析.选择效率最高和最低的两个典型叶片几何误差案例,研究几何误差对出口流场的影响.结果表明:当压气机级处于设计工作状态时,全部位置度、扭转度和轮廓度公差范围内的叶片几何加工误差对样本叶片的质量流量、总压比、等熵效率、轴向推力和转矩等气动性能参数的平均影响可以忽略;转子叶片转矩的相对变化最大范围为-2.90%～2.30%.压气机级的质量流量和总压比对转子叶片各截面的扭转度公差敏感性最强,等熵效率则由转子叶片叶中截面扭转度、轴向位置度以及叶根截面的轴、周向位置度决定.几何误差的综合作用导致两案例转子叶片的等熵效率较原型的最大相对误差分别为+0.31%和-0.46%.转子叶片出口截面的径向相对总压损失和出口熵云图分布显示,典型几何误差对叶片通道内气流的流通和增压能力均有影响.     

基于模态分析的航空发动机压气机工作叶片结构裂纹检测

压气机工作叶片是航空发动机的重要部件之一,但是叶片工作环境恶劣,常常产生裂纹,降低了发动机性能。论文以ANSYS9.0软件对无裂纹的、存在不同位置和程度裂纹的压气机工作叶片建模。采用模态分析方法,计算不同模型的振动模态参数,如固有频率和振型,分析模态参数的变化,检测各种压气机工作叶片裂纹位置和程度。这种结构裂纹的检测方法易于工程人员快速地获得压气机工作叶片的工作状态,及时进行维修或者更换,提高处于恶劣工作环境下的压气机工作叶片的可靠性和安全性。     

某发动机高压压气机第三级转子叶片模态分析

选取某民用航空发动机高压压气机第三级转子叶片为分析对象,在介绍模态分析基本理论的基础上,于有限元软件ANSYS Workbench中建立起叶片的三维有限元模型,并对叶片的固有模态及共振特性进行了数值分析,得到该叶片在静止情况下、常用转速工况下的固有频率和振型。最后分析了该级叶片前后的整流环静叶在气流通道中形成的尾流激振力,对该级转子叶片的影响,画出叶片共振图。利用共振图可以找出共振时,叶片的频率、振型和激振力频率,为后续结构分析和排故提供依据。     

WP8发动机压气机叶片故障分析及预防措施

WP8发动机压气机叶片多发折断、裂纹、腐蚀掉块等故障,对部队的训练和任务的完成造成很大影响,为能较好的解决这些问题,有效地遏制目前这种被动局面,本文针对近几年来WP8发动机压气机叶片故障情况作以简要分析,并就如何防范提几点建议及预防措施。     

某型燃气发生器高压压气机叶片断裂故障分析

该文通过对某型燃气发生器高压压气机叶片断裂故障及改进机型进行的对比分析认为:燃气发生器主支承及辅助支撑位置设计不合理会导致振值超标,是某型燃气发生器产生高压压气机叶片断裂故障的主要原因(设计要求:高压压气机叶片振值波峰值为20 mm/s,而故障机实际振值波峰值≥40 mm/s).通过对故障机的分解、检查和故障分析,制定了有效的质量改进措施.并通过故障机与改进机试验参数、结构的统计分析、对比和验证,某型燃气轮机高压压气机叶片断裂故障得到了根本的解决.     

某型航空发动机低压压气机转子二级叶片/盘应力分析

为了排除某型航空发动机低压压气机转子二级叶片故障,采用新的改型方案:将叶片根部加厚10%,从叶根到叶尖加厚程度逐渐减小,叶尖保持原来厚度不变;同时加强叶片凸耳。研究了改型前后叶片/盘的力学性能、校核了其强度及对盘的影响。结论是:改型前后叶片/盘上的应力分布规律无明显变化,应力大小符合设计标准,强度符合设计要求。     

压气机叶片的固有频率测试和有限元计算

主要叙述了压气机叶片的固有频率测试技术和先进的有限元计算方法。固有频率测试采用了频率跟踪和振幅自动控制技术,确保叶片始终处于共振状态。有限元计算中使用的是8节点40自由度超参数壳体单元,计算结果和试验结果获得了令人满意的一致。     

航空发动机对转涡轮气动设计技术研究进展

 随着航空工业的发展,民用或者军用飞行器都对航空发动机要求越来越高,对转涡轮由于其气动布局上的优势能成为未来航空发动机的关键技术之一。本文通过对国内外文献的调研,结合课题组多年研究工作,分析了对转涡轮内部的特征,并从对转涡轮速度三角形参数分析和气动设计准则、内部复杂流动机制、激波组织技术和收扩叶型造型方法等方面对其研究进展进行了论述;在此基础上考虑加工工艺、结构强度、传热冷却等多学科耦合因素,探讨了转涡轮技术在工程应用中面临的挑战及可能的解决方向,展望了转涡轮技术的发展趋势。     

机场道面外来物撞击航空发动机转子叶片速度估算

针对机场道面外来物对航空发动机转子叶片的撞击损伤规律进行研究。以试验结果为基础,研究了空气旋流使外来物从地面加速运动至飞机进气道口的速度,然后利用动量定理推导了外来物从飞机进气道口至发动机转子叶片的速度方程;以叶片为参考系,建立了外来物撞击速度及撞击角度的表达式。最后,以某型飞机及其发动机为例,研究了外来物到达发动机一级转子叶片的速度变化规律,实验结果发现:外来物的运动速度不仅与外来物的材质、形状、大小有关,而且与飞机进气道距地面高度、进气道长度、发动机工作状态密切相关;外来物撞击叶片的方向与叶片表面不垂直。     

叶片难抛光区域粗糙度对压气机性能的影响

研究压气机转子中叶片叶顶、叶根倒圆、下端壁这类难以自动抛光区域的表面粗糙度对转子气动性能的影响规律,旨在为叶片抛光加工表面粗糙度目标的制定提供指导.基于计算流体动力学(CFD)对跨音速转子rotor37进行气动计算,分析了98%阻塞流量工况不同转速下各部位表面粗糙度对转子的损失系数和出口总压的影响规律.结果表明,在设计转速下,叶片各部位的表面粗糙度增加均使转子损失增加,叶顶的表面粗糙度使出口总压升高,而叶根倒圆和下端壁表面粗糙度使出口总压降低;表面粗糙度15μm是一个转折点,大于15μm时表面粗糙度对气动性能的影响程度开始变大;下端壁表面粗糙度对性能的影响最大,在60%设计转速下,下端壁表面粗糙度使损失降低,但是在80%和100%设计转速下,则使损失增加.     

变剖面梁轴压稳定临界载荷的近似方法

直接利用微分方程求解变剖面梁轴压稳定临界载荷是比较困难的。在工程计算中通常可以用有限元方法来求解这类问题。本文将讨论一种近似方法,其基本思想是利用等直梁的已知解答,经过适当的修正来得到变剖面梁轴压稳定临界载荷。这个方法具有简单、高效的特点,对工程计算有一定的实用价值。本文还将通过对阶梯梁轴压稳定临界载荷的分析来说明方法的应用。     

钢珠对某型发动机压气机一级转子叶片撞击损伤研究

基于钢珠撞击钛合金平板叶片进气边的试验数据,通过模拟撞击过程与撞击结果,确定了仿真所需要的材料参数与计算参数。此后,以某型航空发动机一级转子叶片为研究对象,采用塑性随动硬化本构模型,利用ANSYS／LS-DYNA软件模拟了飞机起飞、降落过程中,叶片最大工作状态下,不同速度钢珠对叶片进气边同一部位的撞击损伤。为定量描述损伤规律,提出了相对能量和临界损伤能量的概念,发现:相对能量不仅能够反映外物质量(大小)及相对速度对叶片损伤的总效果,而且就文中研究的叶片而言,相对能量与损伤深度及损伤宽度呈指数关系,叶片的临界损伤能量值为6.6 J。     

跨音速透平扭叶片的气动优化设计研究

以并行自适应差分进化算法为核心，耦合曲面造型方法以及计算流体动力学求解技术，发展了一种适用于叶轮机械三维气动优化设计的全局自动气动优化算法．利用该算法，以等熵效率最高为目标，在满足流量约束的条件下对跨音速扭叶片进行了气动优化设计．对优化结果的详细分析表明，最优叶栅的等熵效率比原始叶栅提高了1．1％，气动性能有显著的改善，算法具有良好的优化性能．在跨音速条件下，载荷分布对叶栅的气动性能有着巨大的影响，采用前加载设计可有效地减弱斜激波的强度，减少激波损失，提高流动效率．因此，通过优化叶栅型线来改变叶栅的载荷分布可有效地提高叶栅的气动性能。