内涵喷管关键几何参数对巡航工况超大涵道比短舱气动性能的影响研究

为降低燃油消耗、污染物排放和气动噪声,民用涡扇发动机朝着超大涵道比(Ultra-High Bypass Ratio,UHBPR)方向发展。发动机尺寸增大导致的短舱阻力和质量增大会减小甚至抵消涵道比增大带来的收益。为进一步提升UHBPR短舱的气动性能,建立了评价巡航工况进气道、外罩和排气系统整体气动性能的参数,基于数值模拟研究了内涵喷管关键几何参数对短舱气动性能的影响规律,并分析了影响机理。结果表明:核心后罩收缩比和内涵喷管长径比对发动机安装推力损失的影响较大,最大变化量分别为10.77%和13.40%。核心后罩收缩比取较小值,内涵喷管长径比取值在0.9附近有利于减小发动机的安装推力损失。流场分析表明:核心后罩收缩比、内涵喷管长径比和出口角变化会影响外涵喷管出口下游的激波前马赫数、激波位置、强度以及其与附面层的相互干扰,也会影响尾锥附近的压力分布,还会影响内涵喷管出口马赫数,从而显著影响核心后罩推力、尾锥推力和内涵喷管推力。巡航工况下外涵喷管超临界而内涵喷管亚临界,内涵喷管几何参数变化几乎不会影响外涵喷管的性能,但会显著影响内涵喷管的流量和推力。内涵喷管流通能力的变化会影响发动机的流量,进而影响冲压阻力、附加阻力和外罩阻力。

涡桨发动机舱引射通风冷却数值研究

以涡轮螺旋桨飞机的排气系统/短舱为研究对象,构建了机翼/机身/螺旋桨一体的发动机短舱仿真物理模型,采用多参考坐标系(MRF)法对螺旋桨滑流进行了模拟,并探究了不同排气管长度下发动机舱内的流动和换热情况。结果表明:在研究参数范围内,随排气管混合管段长度增加,在无滑流状态下,排气管中间环缝的引射流量上升18.3%,排气管末端环缝引射流量上升0.27 kg/s;在有滑流状态下,中间环缝引射流量保持在0.174 kg/s左右基本不变,末端环缝引射流量相对增加了35.8%,混合管段长度变化对末端环缝引射影响较大。排气管外管温度分布具有不对称性,滑流引入后,表面平均温度下降15 K,降幅4%;混合管段壁面温度受引射出口回流区和高温排气影响略有升高。

先进树脂基复合材料在商用航空发动机中的应用

为研究先进树脂基复合材料在商用航空发动机中的应用情况和发展趋势,分析国外航空发动机中先进树脂基复合材料的应用进展,重点介绍风扇段和短舱上复合材料的应用部件、材料体系及成型工艺。结果表明,应用先进树脂基复合材料制造航空发动机部件,可显著减轻发动机重量、提高推重比、降低燃油损耗、减少噪声,带来突出的性能优势和经济效益。说明通过开展材料体系研发、结构优化设计及低成本、自动化成型技术研究,提高复合材料应用水平,是商用航空发动机中先进复合材料的发展趋势。

航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法

对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够具有更优的宽频降噪效果。

计及进排气效应翼身融合布局机体—动力装置气动干扰研究

高气动效率是翼身融合布局获得竞争优势的关键因素。为有效抑制动力装置对该布局气动效率的不利干扰,需对适用于翼身融合布局的动力装置布置形式进行深入研究。本文采用计算流体力学(CFD)技术和可计及进排气影响的动力短舱模型,对某翼身融合—背撑发动机构型进行了精细内、外流耦合数值模拟,研究了巡航点附近动力装置和翼身融合机体之间的气动干扰特征。研究结果表明,相对于孤立翼身融合体构型,全机构型的翼身融合体部件升力系数大幅降低,阻力显著增大,短舱溢流在机身上形成的高压区是升力系数降低的主要原因;转速增大,发动机对机身边界层抽吸效应增强,翼身融合体部件升力系数降低量明显减小;在低转速状态,短舱无发动机喷流部件的唇口吸力效应较强,转速增大至接近全转速时,吸力效应被抵消,该部件产生阻力。

热塑性高分子复合材料在航空领域中的运用

热塑性高分子复合材料相较于传统的材料具有更优越的性能且能够再次回收利用。本文从材料介绍以及航空领域应用两方面对热塑性高分子复合材料在航空领域的运用进行探讨,并对未来的应用前景进行展望,从而为航空复合材料制备以及应用提供借鉴。

发动机舱盖板扣合模具设计

通过对某发动机舱盖板扣合模具的设计进行总结,阐述了扣合模具设计过程中的要点,对各类标准预翻边机构的运动原理进行了剖析,并对不同类型预翻机构可能对扣合件品质造成的影响进行了分析,对类似模具的设计、调试有一定的借鉴作用。

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果。结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区。在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能。主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围。但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能。

飞机/发动机灭火系统的设计与计算

基于军用飞机灭火系统的特点,对飞机/发动机灭火系统进行了设计,并研究了灭火剂用量计算的工程算法。针对发动机舱的特殊性,提出了具有高速气流流动防护区的通风补偿计算方法与管网设计准则。对某型飞机发动机灭火系统进行了设计与计算,其结果可以满足国家标准的有关规定。文中提出的计算方法可为飞机/发动机灭火系统设计提供参考。

发动机舱通风冷却和遮挡隔热综合降温效果

对某型发动机舱进行二维结构简化,通过数值计算的方法,研究了发动机舱通风冷却、辐射遮挡和隔热层等对发动机舱蒙皮的冷却降温效果。在发动机舱冷却流量0.1～1.0kg/s范围内,通过增加通风冷却流量虽能取得一定的壁面降温效果,但并不显著;加装辐射遮挡板能够有效地降低发动机壁面对发动机舱蒙皮的辐射加热,在发动机舱中部具有显著的降温效果;在发动机舱蒙皮内侧加隔热层能够有效提高导热热阻,在发动机舱尾部的降温效果显著;综合采用通风冷却、辐射遮挡及隔热层等措施能够大幅度降低发动机舱蒙皮外表面的温度,使其接近环境温度。

考虑变截面影响的航空发动机短舱声学模型及数值结果

针对航空发动机短舱声学设计的需要,发展一种快速计算方法——传递单元法(TEM),并与直接边界元方法相结合,计算发动机远场声辐射。TEM以等价分布源方法为基础,该方法的优势在于易于计算变截面管道内的声传播,同时,对管道内部声衬位置及长度没有任何限制。给出更接近于真实发动机形状的声辐射算例。

某型发动机短舱流动与换热的计算研究

某型发动机安装在直升机上,在进行地面悬停飞行试验中,发动机短舱后部温度超过限定值,为此,建立了该型发动机短舱流动和换热的计算模型,数值计算了发动机地面最大功率状态下短舱内部的流动和换热,结果表明,该状态下,短舱后部监测点温度超限。通过分析,提出两种短舱结构改进方案,计算后发现,短舱内部的流动和换热效果有了一定程度的改善,监测点温度低于规范要求的温度限定值,冷却效果很明显。提出的改进方案对工程实际具有一定的指导价值。

发动机微穿孔板结构消声短舱试件的声学性能研究

介绍了不同转速、不同进口马赫数工况下跨音单级轴流压气机进气管道敷设单段、三段声衬以及硬壁管道的试验研究情况，发现了微穿孔板蜂窝夹层消声结构的一些特点，获得了比较丰富的试验数据，为短舱设计奠定了试验基础。

发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究

为了达到增升减阻的目的,现代民用飞机设计越来越重视飞机各个部件之间的相互影响。部件之间的气动干扰影响着飞机的气动特性,合理的气动布局可以产生有利的气动干扰,获得满意的气动特性。针对民用飞机超临界机翼——翼吊式发动机短舱气动布局,通过数值模拟方法,研究了跨音速飞行时,发动机短舱对整机的气动特性影响。

某航空发动机舱电子设备热设计

为了满足航空发动机舱电子设备热防护和热管理系统设计需要,对发动机舱内部热量产生和传递过程进行分析,得出了电子设备达到热平衡时的平衡方程,给出了与电子设备相关各部分热量的计算方法,建立了发动机舱电子设备传热计算模型。针对某航空发动机和电子设备的具体参数和工况,利用建立的传热模型进行迭代求解和分析。结果表明:与发动机舱空气温度相比,发动机机匣温度对于传入电子设备内部的热量值影响较大。隔热材料表面发射率越高,隔热材料表面的平衡温度也越高,传入电子设备内部的热量越多。

某850kW水平轴风力发电机机舱火灾模拟与分析

采用火灾动力学模拟器软件和性能化防火设计理论,基于实际事故案例分析,设计针对某850 kW水平轴风力发电机机舱的典型火灾场景,建立池火灾模型,对额定风速(13 m/s)下机舱内该类型火灾的发生和发展过程进行研究,模拟计算机舱内火灾的热释放速率、温度场和速度场等参数,探讨进气口风速对火灾热释放速率和温度场等的影响。结果表明:封闭条件下,从齿轮箱底部发展起来的油池火灾热释放速率在62.4 s时达到最大值(757 kW),持续燃烧93 s后降至0;齿轮箱附近部件遭受火灾破坏最为严重,喷射油料二次燃烧导致火强度变大并加剧了火灾的破坏程度。额定风速下,齿轮箱附近软管喷射油料未出现二次燃烧现象,但火灾后期热释放速率在335 s内达到4 000 kW;以火源为分界面,火源前方区域温度(406~567℃)明显高于后方区域温度(177~279℃);顶部通风口承受全部热流,机舱罩顶部温度最终达到930℃,并出现轰燃。

航空发动机短舱空间温度分布数值模拟与分析

通过分析飞机发动机短舱的结构特点,发展了短舱空间温度分布的一维和三维数值计算方法。针对某型涡扇发动机的几种飞行状态,确立了其短舱流动和换热的计算模型,数值模拟了发动机短舱内的温度分布,并对计算结果进行了比较和分析。从计算结果可以看出,沿轴向短舱内的温度分布规律几乎与涡扇发动机沿轴向的温度分布规律是一致的。因此,若保证短舱内的温度不超温,必须降低涡扇发动机向短舱内的热传递,特别是涡扇发动机高温部件向短舱内的传热。

直升机发动机舱温度场仿真及改进设计研究

该文利用有限体积法,应用非结构网格,建立了×型直升机发动机舱的有限元模型;并根据舱内实际冷却气体流通情况,采用SIMPLE算法,求解了流动和传热的控制方程,模拟了发动机舱内温度场的分布。在此基础上针对现有设计存在的问题,提出了该型直升机发动机舱冷却系统的改进方案,并对不同方案的改进效果进行了分析比较。该模拟结果为发动机舱冷却系统的改进设计提供了参考,保证了发动机的正常工作及可靠运行,具有重要的现实意义。

大型民机短舱降噪技术综述

飞机短舱噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂涉及的学科多,一直备受关注。对大型民机噪声的国内外研究状况进行概述,总结了国内研究基础,分析飞机噪声的本质和来源,针对飞机短舱讨论了噪声产生机理及降噪方法,最后提出了当前亟需研究的方向、方法和途径,对于飞机的安全性、经济性、舒适性都是很重要的课题,对于发展国家大飞机工程有很重要的现实意义。

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。