小型弹用涡轮发动机发展综述

小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。

双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真

为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最大状态性能的影响。研究表明,构型改变对发动机耗油率影响较小,对推力影响较大。可调高压涡轮导向器对发动机推力及耗油率的性能增益较小。可调后涵道引射器既可以提高发动机在各种工况下的参数匹配能力,又可以改变发动机的涵道比。综合考虑结构设计复杂度与性能收益,可调尾喷管与可调后涵道引射器的组合方案是相对最佳的变几何方案。

多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明:最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的1.25倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的7.3%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。

考虑多工况性能可靠性的航空发动机循环设计方法

为实现航空发动机总体性能设计方法由传统的确定性设计向不确定性概率设计转变,提出基于分布式协同响应面法思想的航空发动机多工况性能可靠性循环优化设计方法:建立了引入非确定性部件性能的航空发动机性能仿真模型,通过试验设计、非设计点性能仿真试验等步骤,构建了各典型工况下发动机推力与耗油率性能可靠度关于设计点循环参数的分布式响应面模型,并以此构建多工况性能协同响应面模型进行循环参数优化设计,最终获得循环参数非劣解集并通过随机试验进行验证。结果表明,通过多工况性能可靠性循环优化设计方法获得的循环参数非劣解集均能使发动机在多个典型工况下的总体性能同时达到不低于97.5%的高可靠度,为设计人员根据实际情况选取循环参数提供依据。

基于航空发动机工况的叶尖间隙智能预测方法

在实际工程中保持航空发动机高效运行的有效措施之一是应用叶尖间隙主动控制技术,其前提是建立精确的叶尖间隙模型以实现叶尖间隙预测。建立叶尖间隙的简化物理模型和数学模型,将叶尖间隙计算转化为热变形与传热问题,通过机器学习模型对发动机工况参数进行特征提取,利用有效特征求解传热问题的边界,从而实现基于发动机工况参数快速预测实时叶尖间隙。机器学习模型的十折交叉验证集的平均准确率为98.9%,叶尖间隙模型的验证误差为4.3%,得到了不同工况下的叶尖间隙计算结果和冷气流量大小变化规律,计算耗时小于0.03 s。

三维航空发动机燃烧室非灰气体辐射换热数值模拟

基于自主研发的辐射计算程序应用离散坐标法和统计窄谱带吸收系数关联模型准确高效地实现了复杂几何外形内非灰气体辐射换热的数值模拟。首先,在完成了结构网格和非结构曲面网格标模验证的基础上,探究了不同角度离散格式、空间差分格式、高斯积分点类型及数目对辐射换热的影响。结果显示24个空间离散方向的角度离散格式计算精度较低,推荐使用32个离散方向的角度离散格式。不同空间差分格式和高斯积分点类型对计算结果的影响较小。接着,选取精度效率结合最优的数值方法组合,以燃烧流场数据作为输入,计算并讨论了某型航空发动机燃烧室在不同压强和壁面温度下的气体辐射换热情况。结果显示中心火焰处负辐射源项的极大值超过6 000 kW/m^(3),而低温壁面附近气体温度较高的区域辐射源项的最大值接近17 000 kW/m^(3),壁面上辐射热流密度的最大值接近88 kW/m^(2)。随着压强增大,辐射源项和壁面热流密度逐渐增大但变化速率逐渐放缓,该变化速率受参与性介质浓度的影响较大。

基于SMA支承的转子振动控制方法与试验研究

提出了基于形状记忆合金(shape memory alloy,SMA)可控刚度支承的转子系统过临界转速振动控制方法,并试验验证了其有效性。首先,通过对SMA弹簧开展刚度测试得到弹簧的变刚度特性,建立SMA弹簧温度-刚度模型,设计了SMA变刚度支承结构。然后,提出了一种基于变刚度支承的转子系统振动响应控制方法,以带有多个变刚度支承的柔性转子系统为例,对支承的变刚度策略进行优化设计。最后,开展了基于SMA可控刚度支承的转子系统振动控制试验,过1、2阶临界最大振幅减振率分别可达到39.84%和57.93%,验证了转子系统支承刚度变化策略对过临界转速时振动抑制的有效性。

双外涵组合排气变循环发动机性能建模与仿真

通过气动热力学方法建立了一种双外涵组合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应总体性能仿真程序,模拟生成两种构型模式下节流状态和最大状态最佳变几何方案。研究表明,仅构型可变的条件下,节流过程中双外涵模式较单外涵模式耗油率降低0.7%~2.5%,推力降低3.1%~5.5%。仅部件几何可变的条件下,主喷管、混合器和高压涡轮导向器的组合变几何方案(方案4)性能收益相对最高。较主喷管几何单独可变方案(方案1),变几何方案4节流状态耗油率降低2.7%~3.2%,高空最大状态推力提高4.2%~5.2%。采用双外涵变构型和变几何方案4组合的变循环方案性能收益可进一步提高。以主喷管单独可调的单外涵发动机性能参数为基准,该变循环方案节流状态耗油率降低4%,高空最大状态推力提高5.2%;以主喷管单独可调的双外涵发动机性能参数为基准,该变循环方案节流状态耗油率降低3.2%,高空最大状态推力提高13.7%。

基于流体振荡器阵列的S型流道主动控制实验研究

本文针对一个典型的大折转角、大尺度S弯流道,设计并制造了一个由16个流体振荡器组成的大型阵列,并对S弯内部流动进行了主动控制实验研究。首先采用高频响热线风速仪、高精度质量流量计等手段测量了流体振荡器的频率、速度、流量等随进口压力的响应变化规律及其在大型阵列中的工作特性一致性。其次采用壁面压力采集、五孔探针等手段测量了不同激励条件下,S弯流道的壁面压力分布以及出口截面的总压分布情况。结果表明,所设计的脉冲型流体振荡器能够产生1 kHz以上,峰值速度高于300 m/s的高频高速振荡射流,且阵列中多个振荡器的流量、频率、振荡速度范围等工作特性保持了较好的一致性。流体振荡器阵列在S弯流道上壁面一弯前缘形成了一排开孔率仅为10%的脉冲射流孔,在与主流成45°射流角度、进口马赫数Ma=0.15,激励速度比uR=4.31条件下,仅使用激励质量流量比Cm=0.39%的激励质量流量,就使S弯流道的出口平均总压损失改善了10.6%。本研究验证了流体振荡器阵列控制大尺寸分离流动的高效能力。

晶体塑性本构模型材料参数识别方法研究

为建立简单高效的晶体塑性本构模型材料参数识别方法,将传统Voronoi多晶/柱晶微结构模型进行了简化,探索了简化微结构模型的建模策略,验证了利用简化微结构模型进行材料参数识别的合理性,分别形成了针对多晶、柱晶与单晶合金的材料参数识别策略,获得了ZSGH4169,DZ125与DD6合金共15组材料参数。结果显示:简化模型的网格数量远远低于传统Voronoi微结构模型,极大地降低了计算代价;为保证简化模型的结果合理且计算代价适中,简化多晶模型需大致含有125个晶粒;相同材料参数条件下,简化模型与传统Voronoi模型的计算结果基本一致;3类合金仿真/实验结果间的最大误差均不超过5%。文中所开发材料参数识别方法计算成本小、操作难度低、运行效率高。

无反馈通道自激扫掠喷嘴工作特性

无反馈通道自激扫掠喷嘴仅在压力驱动下,通过两股射流在耦合腔内部的相互作用,就能在出口实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力,本研究综合采用高速阴影成像法和二维数值模拟方法,研究了不同工作介质、不同缩比尺寸下,无反馈通道自激扫掠喷嘴的特征流速、工作频率、扫掠张角等参数随工作压降的响应变化情况。结果表明,无反馈通道自激扫掠喷嘴在较宽的工作压力范围(0.1~6 MPa)和特征尺寸范围(0.2~7 mm)内均能够实现稳定的自激发扫掠振荡喷射,产生30°以上的扫掠张角和5 kHz以上的振荡频率。无反馈通道自激扫掠喷嘴的扫掠张角基本不随压力和等比缩放特征尺寸而变化,但是其工作频率与其喉道处的特征流速成正比,与喉道宽度成反比,且其频率响应存在双模态现象。

出口分流装置对振荡射流流场的影响

为了探究连续-离散脉冲式振荡器内部的流动过程及分流楔对出口峰值速度和振荡频率的影响,二维非定常模拟了五种工况下的两种分流距离的连续-离散脉冲式振荡器以及连续扫掠式振荡器的内部流场。结果表明:该类构型振荡器出口速度普遍具有三峰值特性,且当分流距离增长时第一峰值速度(U_(max,1,O))下降,第三峰值速度(U_(max,3,O))上升,而第二峰值速度(U_(max,2,O))受到的影响较小;当入口流量在一定范围内变化时,三峰值速度具有一定的大小关系:U_(max,3,O)>U_(max,1,O)>U_(max,2,O),其中U_(max,1,O)在入口流量过大或过小时,有随之同向变化的趋势。连续-离散脉冲式振荡器振荡频率随分流距离增长呈先降低后升高的变化趋势,但连续扫掠式振荡器始终最高且与前者的差值随流量增大而增大。研究中还发现,当分流距离增长或入口流量减小后,将使该类构型振荡器出口速度具有更多波动。该研究结果可为优化连续-离散脉冲式振荡器设计以及相关流动控制方案设计提供支撑。

外燃波转子压力交换技术发展综述

外燃波转子利用端口启闭触发形成的非定常压力波来进行高效能量转换,具有广泛的应用前景。本文分析了外燃波转子内部流场的典型结构,回顾了国内外性能试验的重要成果,总结了其用于燃气轮机增压的优势与挑战。指出在端口渐开渐闭、转静间隙泄漏、离心力与科氏力加速、固体壁面传热等的影响下,流场结构呈现多维特征,且形成的泄漏损失占比最大;在模型试验条件下,可以获得15%~30%的压力收益,以及70%~85%的压缩效率;与燃气轮机联合使用时,具有通流自冷却、稳态性能突出、动态响应优异、尺寸效应不明显等优点,但需要攻克紧凑式总体结构设计、高性能外燃波转子设计、宽工况波系结构控制、低损失过渡段设计、复合损失抑制等难题。

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40 000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34 920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。

镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验

涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳(TMF)是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300～500MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。

带凹坑圆孔气膜冷却流动传热特性

利用大涡模拟方法对平板带凹坑气膜孔冷气射流与主流的相互作用展开研究,并结合红外热成像壁温测试和粒子图像测速结果进行实验验证,揭示了凹坑对气膜冷却的强化机理。结果表明:凹坑在气膜孔下游诱发反肾型涡对,将冷气向壁面卷吸,改善了气膜贴壁性;与圆孔气膜冷却相似,凹坑气膜冷却流场也出现马蹄涡、发卡涡等大尺度拟序结构,但与圆孔下游的单串列发卡涡不同,凹坑尾缘的“内凹”造型诱发两串并列的发卡涡,且发卡涡结构在大吹风比工况下也较圆孔稳定;脉动信号的频谱分析表明凹坑孔气膜冷却射流周期性弱,流场中低频振荡占主导作用。整体而言,凹坑造型增强了气膜射流的展向扩张,其冷却性能优于圆孔。

基于典型飞行任务的CCA技术优势分析

基于典型飞行任务,在F-119发动机方案的循环参数基础上,对采用冷却冷却空气(CCA)技术的航空发动机性能开展研究,分析CCA技术对发动机总体性能及涡轮叶片温度的影响规律,评估采用CCA技术的涡扇发动机对其所装配飞机的飞行性能的影响。结果表明:针对仅预冷高压涡轮动叶冷却气方案,当保持冷却空气流量不变时,采用CCA技术可将涡轮冷气温度降低16.98%~41.21%,使得高压涡轮动叶表面最高温度降低8.89%~16.80%;当保持叶片表面最高温度不变时,采用CCA技术可减少高压涡轮动叶48.61%的冷却用气,且发动机的推力和耗油率等总体性能基本不变;针对同时预冷高压涡轮导叶和动叶冷却气方案,通过调整循环参数,在保持冷却空气流量和叶片温度不变的前提下,可使涡轮前最高温度提高6.91%,从而提高典型飞行状态下的航发推进性能,进而有效提升所配装飞机的起飞载质量、最大爬升率、最大马赫数、使用升限及航程等飞行性能。

镍基单晶高温合金DD6热机械疲劳试验

针对单晶气冷涡轮叶片的服役载荷特征,以镍基单晶高温合金DD6为对象,设计开展了薄壁圆管试样热机械疲劳(TMF)试验。结果表明:DD6变形响应呈现出明显的TMF棘轮效应,且与相位角、机械载荷水平等密切相关;在相同载荷条件下,同相(IP)TMF寿命总是明显短于反相(OP)。引入高温保载时间或增大机械载荷均会引起棘轮应变的明显增加,缩短结构寿命。结合断口和纵向切片分析,识别了不同载荷条件下影响单晶寿命的关键损伤因素,其中IP TMF主导损伤机理为蠕变和疲劳,而OP TMF主导损伤机理为氧化和疲劳。

浸入式贴体网格边界方法的对转桨扇非定常流动数值模拟

应用所提出的浸入式贴体网格边界方法和开发的CFD程序,进行了对转桨扇跨声速全周叶片流场的非定常数值模拟。介绍了程序流程、网格生成策略和求解器原理。分析了前、后桨叶尖涡、尾缘涡的非定常干扰对叶片表面流场的影响。统计了对转桨扇的推力、功率和推进效率的非定常波动,并同NUMECA模拟的定常结果进行了对比,结果发现两种模拟得到的后桨总体参数差别大于10%。相比于NUMECA的对转桨扇单通道定常模拟,所提出方法及程序具有更为便利的网格构建,在使用相同量级网格总数的情况下,可以模拟全周叶片通道流场,并揭示对转桨扇无通道周期性的特征。

低旋流预混燃烧稳燃机理的大涡模拟

采用大涡模拟(LES)方法对比了高低旋流的预混燃烧特性,并分析了低旋流的稳燃机理。结果表明:LES耦合部分搅拌反应燃烧模型(PaSR)可以准确的捕捉旋流预混燃烧的细小火焰结构和流场分布。不同旋流强度引发不同的流场特性,低旋流诱发较弱的回流区,而高旋流会诱发很强的回流区,这种强烈的流场特征往往会引起振动频率极低的进动涡核拟序结构(PVC)。通过涡脱落和燃烧温度分布的瞬时耦合关系,发现火焰剪切层引起的内外涡脱落频率差是低旋流火焰稳定的最主要因素,低旋流燃烧受涡旋结构的影响交替出现W和V型火焰。