基于多模式加速及反步滑模的航空发动机压气机压力模拟方法

在航空发动机硬件在环仿真试验中,压气机出口压力模拟是一个重要的环节。为模拟压气机失稳过程中的气流突变现象,需要设计一种高精度的压力模拟系统,通过该模拟系统生成真实压力信号为全权限数字发动机控制器提供准确的压力激励。根据开关阀特性提出多模式加速切换策略,设计加速驱动波形及生成方法,结合现场可编程门阵列模块精确输出加速波形,提高开关阀启闭速度;在传统三模式与五模式切换的基础上设计七模式切换方法,结合反步滑模控制方法提高控制精度并证明了控制系统的稳定性。研究结果表明:在稳态压力测试中最大平均超调量为1.25%,最大平均稳态误差为0.016 MPa;在随机阶跃响应试验与正弦跟踪试验中仅有低于0.02 MPa的平均误差;压力模拟方法可满足航空发动机硬件在环仿真试验的高精度压力模拟需求,低成本的实现精准模拟压力。

拖拉机进排气压力测试仪的开发及应用

介绍了拖拉机进排气压力测试仪的背景技术、系统构成、基本参数、使用方法、维护和保养等。本测试仪所测量的数据显示在数字仪表上,也可以通过232串口通信与计算机连接,显示在计算机屏幕上。经验证,效果良好,完全满足试验的技术需要,安全可靠。

从端壁动态压力场看压气机转子尖区流动

用高频压力传感器测量了低速单级压气机转子叶尖动态压力场。结果表明，转子叶背附面层径向潜流使得叶背附近存在一个高压带。叶背角区和叶盆角区的气流交混造成通道中部具有甚至不低于叶盆处的高压力。两个高压区都随流量的减小而扩大，并随流向逐渐融合，反映了叶背附面层径向潜流和中部气流交温的发展。设计状态下，泄漏涡是造成转子叶尖压力脉动的主要因素，形成的高水平压力脉动区随流向呈喇叭形逐渐扩大，约在一半弦长处脉动最强。近失速状态下，叶背前部角区中强叶面附面层潜流及与强泄漏流和端壁附面层的交混造成大范围的强压力脉动区，局部扩展到整个通道，通道中部叶背附面层很有可能发生分离。

45°周向压力畸变对轴流压气机影响的实验研究和机理分析

设计了一种45°周向压力畸变模拟发生器,并在某高速轴流压气机实验台进行了实验研究.在中等转速下,详细研究了45°周向压力畸变对该轴流压气机级的转子的性能影响,以及整个轴流压气机级(转子进口、转子出口和静子出口)的压力周向分布.研究结果表明,在中等转速下,畸变区的范围在转子出口转移和扩大并不明显,但是在静子出口扩大了近100%;在转子出口畸变强度明显增强,而在静子出口强度衰减;与均匀进气的情况相比,压气机转子压比提高了1.8%,近失速点换算质量流量减小了2.5%.

压气机内有效滞止压力概念及其应用探索

提出了有效滞止压力的概念来综合考虑流体微团速率与方向对其做功能力的影响,并结合风扇/压气机内部流动的设计要求,从工程应用层面给出了有效滞止压力和压差系数的定义.初步结果表明,有效滞止压力的应用可以更好地反映流动方向对叶轮机非定常流场的影响,并使得流场性能参数对流场质量的变化更敏感,对于合理分析非定常流场是有益的.

欠频响压力探针测量压气机动态流场的结果分析

压气机内部流动具有很强的非定常特征,尤其是小尺寸发动机叶片通过频率高达30~80 k Hz,而动态压力探针的响应频率只能与叶片通过频率相当,采用其测量不易获得具体的高频流场结构。为了研究这种欠频响情况下测得流场与真实流场的差异,以某低速压气机为对象进行了模拟研究。采用频响为420 Hz的动态压力探针及频响大于33 k Hz的单斜丝热线探针,测量了叶片通过频率为303 Hz的转子出口流场。修正了动态压力探针的容腔效应对测得流场的影响,校验了在测试系统响应频率较低时,修正后流场与热线测得的参考流场之间的差异。对比结果表明：原始流场压力信号的部分频率成分产生了较大偏差,出口截面流场的周向位置有较大误差。经修正后,周向位置较为准确,泄漏堵塞区域形态以及强度都与参考流场的更为接近,但由于尾迹区存在部分高频,修正后结果与参考流场的差异仍较明显。

气固两相压气机平面叶栅表面压力分布的试验研究

试验研究了气固两相流流过压气机平面叶栅时 ,叶栅表面压力分布随粒子浓度、叶栅进口气流速度和冲角改变而变化的规律。结果表明 :随着粒子浓度、气流速度升高 ,叶栅表面的气相与纯气流的压力之间的差别增大 ;冲角不同叶栅表面的气相相对纯气流的压力系数变化规律不同。文中还对栅后沿栅距分布的气流速度进行了测量 ,发现气相速度在叶片附近不同于纯气流速度。

平面波压力扰动下压气机逐级动态响应分析

应用轴流压缩系统的逐级动态响应模型对平面波型压力扰动下的多级压气机瞬态响应及气动稳定性进行了较详细的数值分析。对－ ８级跨声压气机的数值模拟结果表明， 基于流动阻塞机理建立的压缩系统稳定性判别准则是合理和可靠的。

某型航空发动机进气压力畸变试验研究

针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。

容腔效应对压气机压力脉动影响的分析

对2台压气机在不同排气容腔下进行对比试验,利用高频响动态压力传感器测取了压气机进口、出口和1级转子出口的壁面静压脉动,并采用时域和频域分析方法对不同出口容积下的压力脉动进行了分析,给出了压力脉动时频图、三维功率谱和自相关、互相关分析。

基于极限工况的压气机气动噪声排放特性与机理研究

发动机配备涡轮增压器是缓解能源短缺和减少气体排放的有效途径,但其压气机气动噪声排放成为了亟需解决的重要问题。在柴油机涡轮增压器研究中,压气机极限工况下(近喘振和堵塞工况)的气动噪声排放规律及其与内部流动特征之间的关系仍不清晰。为研究压气机在极限工况下的气动噪声排放特性与机理,本文采用试验和数值模拟方法对某涡轮增压器压气机的气动噪声开展分析。试验结果表明:在近喘振和堵塞工况下,压气机气动噪声总声压级随着转速的升高而增大,在低转速下,气动噪声总声压级受压气机工作流量影响较明显;在压气机气动噪声中,叶片通过频率(BPF)噪声占据主导地位,随着转速升高,叶片通过频率噪声对气动噪声总声压级贡献度增大,其占比最高达75.35%。模拟结果表明:在近喘振和堵塞工况下,压气机内部流动存在明显失速现象,其中在近堵塞工况下,压气机旋转域和扩压器域以多重单音噪声为主,叶轮与扩压器间的动静干涉对轴频及其谐频噪声均有较高贡献度;在近喘振工况下,压气机进口和出口以低频噪声为主,叶轮叶片与进气来流存在的干涉作用对诱导产生的低频噪声影响较为明显。

压气机失速过程的转子叶尖端壁压力场频率特性

为了研究压气机转子叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)特性与压气机气动稳定性之间的内在联系;并准确辨识不同状态下的流动特征。对某单级轴流压气机转子叶尖处壁面静压进行了频谱分析。结果表明:压气机转子BPF特性的变化能反映其流动状态,BPF一阶幅值的最大位置首先出现在转子叶尖中部靠后;随着压气机的不断节流,该位置会不断前移,当其接近前缘附近时失速发生。随着转速的增大,各测量点BPF一阶幅值都会相应增大;并且失速后失速团相对转子的旋转速度减小。在压气机失速之前,转子前缘处压力信号的BPF一阶幅值不断增大;进入失速后会迅速降低,此特征可以作为该压气机失速预警及判别失速的标准,具有较大的应用前景。

45°周向压力畸变对轴流压气机流动影响的试验研究

借助于某高速轴流压气机试验台,研究了45°周向总压畸变对轴流压气机转子绝对流动角的影响,初步探索了周向压力畸变引起的转子进口/出口绝对流动角变化的规律。结果表明,在45°周向总压畸变情况下,压气机转子的进口绝对流动角在周向受到影响的范围大约为90°(即畸变扰动区),转子出口的气流绝对流动角的畸变扰动区沿着周向大约为75°。气流绝对流动角在沿转动方向进入畸变扰动区时开始增加,在畸变网边缘达到正向最大值(与转动方向同为正);然后逐渐减小,在跨出畸变网的边缘得到负的最大值;随后又慢慢增加,跨出畸变扰动区。并且,随着换算质量流量的减少,转子进口绝对流动角变化不明显,而转子出口的绝对流动角则明显增加。

基于声学信息的航空发动机压气机旋转失速空间特征实验研究

航空发动机压气机旋转失速是一种严重的气动失稳现象,目前的研究以采用侵入式压力传感器测得信号进行时频分析为主,而对其空间特征的研究不足。本文开展某型发动机3.5级压气机逼喘试验,在进气口机匣周向均匀布置32个声阵列传感器,在9800 r/min的转速下匀速关闭节流阀,对逼喘过程中的声信号进行测量。采用频谱分析、互功率谱和短时傅里叶变换方法,对旋转失速及其先兆特征进行辨识。结果表明:压气机在进入旋转失速前存在7.73EO和8.48EO(EO为转频)的非同步压力脉动,其周向传播速度大于转速;在旋转失速发生前65转时出现了模态波先兆,其空间特征表现为一个低压区域以0.67倍转速沿着周向稳定传播;旋转失速发生后,失速气团以0.45倍转速沿着周向传播,模态波的空间特征与失速气团的空间特征相同,均占据了一半的叶片通道。通过对旋转失速先兆的监测可以实现失速气团特征的预测。

某离心压气机转子叶尖流场测试及可视化分析

对壁面动态压力传感器阵列测试技术进行了研究,并将该技术应用于某离心压气机转子叶尖的动态流场测试中,获取了大量的动态流场测试数据。采用锁相技术和线性插值方法对测试数据进行了处理和分析,并采用数据可视化技术将动态数据转化成压力分布云图,从云图中可以清楚看出离心压气机不同工作状态下转子叶尖的压力变化,有助于分析转子叶尖处泄漏流、前缘溢流以及泄漏流和分流叶片前缘的相互作用。转子叶尖流场测试及可视化分析结果可以为压气机性能验证和数值模拟方法的修正提供重要的技术支撑。

基于压力信号分析的轴流式压气机失速预测

为了得到压气机工作状态的稳定观测点,并建立压气机近喘失速工作状态与压气机压力信号的相关关系,本文针对低速双级轴流式压气机,分别进行了均匀进气及畸变进气条件下不同转速的近喘失速试验,实时动态测量标定压气机由正常工作到失速工况下压力信号,并在时域内提出了一种基于自相关系数的压气机失速预测算法,对进口、出口以及压气机首级转子叶尖位置压力信号预测分析。结果表明所提出的预测算法具有良好的失速预测能力,且发现叶尖处离叶片前缘20%的位置,最适宜作为压气机失速预测的观测点,此时压气机叶尖压力自相关性数据与压气机喘振裕度具有明显的单调相关性。

基于配气正时的柴油机高排气背压性能优化

针对目前柴油机在高排气背压下泵气功损失增加、残余废气系数升高、燃油经济性下降等性能恶化的问题,提出通过优化配气正时来解决此类问题的方案。利用GT-Power软件对LD1110单缸柴油机建立仿真计算模型,对上述解决方案进行了分析研究。计算结果表明:排气背压为0.3MPa、进气提前角保持不变、喷油量为45mg时,柴油机在转速2 200r/min下通过优化排气晚关角可以使平均有效压力提高28.33%,有效燃油消耗率降低22.08%;排气背压由0.1MPa增大到0.3MPa时,通过配气正时优化,柴油机在转速2 000r/min下平均有效压力的损失可减小12.8%,有效燃油消耗率的增加可降低27.1%。

基于PSP技术的压气机跨声叶栅表面压力场测量

为测量压气机跨声叶栅表面压力场,选择美国ISSI公司的Binary FIB PSP(压敏涂料),并根据涂料和跨声叶栅合理搭配相机和光源系统,对涂料进行标定。设计了两种不同的光路布局和拍照方案,获取了吸力面与压力面在多个攻角和马赫数下的试验数据。结果表明:对于压气机叶栅试验,打光和相机采取侧向布局效果更好。在0°攻角下,吸力面的吸力峰靠近前缘;随着攻角的变大,吸力面气流在靠近前缘很短距离完成加速和静压下降过程,然后沿弦长方向开始减速,压力面气流在叶片前缘附近很短距离内完成减速增压过程。当马赫数达到0.8时,叶栅通道出现了激波;随着进口马赫数的提高,叶片吸力面和压力面表面的静压值变小。

微型离心叶轮叶片进口角度对压气机性能影响

为了研究离心叶轮叶片进口角度对离心压气机气动性能的影响,在叶片进口处设计5组不同叶顶弯曲角度和3组不同叶根倾斜角度的离心叶轮,实现了不同的叶轮叶片进口角度,采用计算流体力学(CFD)方法对不同叶型的离心压气机在设计工况下的流场进行了仿真分析。研究结果表明:对于跨声速微型离心式压气机,增大进口叶片叶顶弯曲角度可提高压气机的等熵效率和压比。当叶顶弯曲角度从50°增大到70°时,离心压气机的压比增大17%,等熵效率增大22%,进口气流角减小而出口气流角增大。增大叶根倾斜角度压气机出口压力比降低2.4%,等熵效率降低3.9%。叶片进口弯曲角度是提高其等熵效率、压比的一种有效方法,该分析方法为合理选择叶片前缘角度提供了参考,为跨音速微型离心压气机的设计提供了借鉴。

高压比单级轴流压气机转子叶尖壁面动态压力测量与分析

本文着重介绍了应用高频响测试系统测量壁面瞬态静压分布的方法。通过对测试系统的选择,保证测量方法和测试精度,并对传感器及测试系统逐一进行静态校准。试验使用Kulite微型压力传感器测量单级风扇转子叶尖壁面处在(?)=0.87、0.90、0.95、1.0各状态下的压力分布情况,通过事后数据计算及处理,分析了激波位置以及当转速和气流发生改变时,叶片槽道内气体流动的变化状况,绘成瞬态静压的彩色等压线图,直观地反映出了激波的分布及气体流动情况。综合设计状态理论计算及数据分析结果,证明激波位置的测试是成功的。