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。

面向大涵道比涡扇发动机的风扇纯音噪声经验预测模型

随着涡扇发动机涵道比的不断提高,风扇噪声对于发动机总噪声的贡献量越来越大,因此准确地预测风扇噪声对发动机的降噪设计和适航符合性评估具有重要的意义。在现有风扇噪声半经验预测模型架构的基础上,利用某型号大涵道比涡扇发动机的噪声试验数据,适应性地发展了风扇纯音噪声预测模型,将预测模型中的转/静间距函数与叶片后掠角及工况相关联,并提出考虑不同工况影响的指向性函数,预测精度较现有模型有大幅提升。与试验数据的对比表明,本模型的预测误差在5 dB之内,验证了新开发模型的准确性。

基于3维数值仿真的变循环压缩系统部件匹配分析

为了研究变循环压缩系统中各部件之间的匹配关系以及在整机调节时的表现,采用3维数值仿真软件对变循环发动机的风扇、核心机驱动风扇级(CDFS)、高压压气机和外涵道开展联合数值仿真,并对比数值计算与试验结果的差异。针对单、双涵工作模式,开展内、外涵出口节流特性计算,分析了内、外涵出口压力调节导致的各部件匹配关系的变化,获得了涵道比的变化范围以及极限调节状态下的各部件表现出的流动特征,确定了制约整个压缩系统喘振裕度的关键部件。结果表明:在双涵模式下,外涵节流导致风扇匹配点明显提高,首先到达喘振边界;在单涵模式下,外涵节流导致风扇和CDFS匹配点同时提高,几乎同时到达喘振边界;在单、双涵模式下,内涵节流均使高压压气机首先到达喘振边界。仿真得到的外涵道损失与试验偏差在4%以内。

叶片开槽对大涵道比风扇的流动控制研究

提出利用空心结构在涡扇发动机大涵道比风扇内部从前缘到吸力面开槽,利用来流速度冲量在吸力面形成微喷气控制吸力面附面层的流动控制方法。研究不同槽道进、出口宽度和出口位置对二维叶栅的影响,选取最优方案进行三维叶片开槽。结果表明:叶片开槽可有效抑制吸力面附面层发展,减少附面层和尾迹损失,使效率增加了0.46%,失速裕度增加了1.8%,总压比增加了1.3%;微喷气流量适中并作用在吸力面附面层发展的起始位置时对附面层的抑制效果最好。

航空发动机风扇声学试验器设计与调试

描述中国航发商用航空发动机有限公司(商发公司)新研制的大涵道比风扇声学试验器(Fan Aeroacoustic Test Facility,FATF)的初步设计方案和声学调试结果。FATF配备尺寸36 m×33 m×15 m、截止频率100 Hz的全消声室,是目前国内最大的风扇声学试验全消声室。FATF还配备进气整流罩(Turbulence Control Screen,TCS)、远场声阵列等试验设备,满足风扇远场噪声试验需求。对FATF全消声室自由声场、频率范围和背景噪声进行调试和校准,结果显示,全消声室的自由声场频率范围、背景噪声等技术指标均完全满足设计要求,证明FATF的全消声室技术指标均已达到国际先进水平,可满足后续风扇气动声学试验需求,支撑航空发动机风扇的降噪设计与改进优化。

风扇/压气机气动设计技术发展趋势——用于大型客机的大涵道比涡扇发动机

分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,需要在风扇/压气机气动研究方面尽快展开的一些关键研究.

大涵道比涡扇发动机风扇/压气机气动设计技术分析

对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述,分析了其技术难点,旨在说明中国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战,并分析亟待突破的一些关键技术。

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计

降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。

大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞

为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。

大涵道比风扇新型高低静叶结构性能研究

针对大涵道比风扇静叶尖、根稠度不匹配问题,为补偿静叶叶尖稠度、增大叶尖载荷、抑制叶尖的气流分离,提出一种在静叶叶尖引入低叶片结构的新型高低静叶结构,并通过相应数值模拟分析检验高低静叶结构在大涵道比风扇静子应用的有效性。结果表明:低叶片的引入有效抑制静叶叶尖的气流分离,改善流道内的流场结构,在单静子环境下,静叶级的扩压能力提升1.52%,总压损失降低23.6%;在级环境下,静叶级的扩压能力提升0.93%,总压损失降低15.0%;并且高低静叶结构在级环境下表现出较好的扩稳能力,流量裕度可提高53.8%;低叶片长度影响高低静叶结构性能,存在最优的低叶片长度。

鸟撞损伤风扇气动性能的适航符合性研究

为探索鸟撞损伤对风扇叶片气动性能的影响及适航相关条款的符合性,选取某典型大涵道比风扇转子为研究对象,对鸟撞损伤模型进行简化,采用全周数值模拟方法,研究了中鸟对典型风扇转子叶片损伤后造成的风扇气动性能变化,结果表明:不同数量叶片损伤时,风扇近堵点流量、峰值效率、稳定裕度及峰值效率点推力都较原型有不同程度的下降,变化量与损伤叶片数不呈线性关系;损伤3片叶片时,风扇峰值效率点推力相较于原型下降11.35%,最大推力相较于原型下降20.68%,故满足适航审定中推力损失不超过25%的要求.不同数量的损伤叶片自损伤处到叶尖通道内存在不同程度的流动分离,并导致风扇进出口流场发生了不同程度的畸变.

大涵道比风扇角区失速模化设计及非轴优化

为研究非轴对称端壁造型对大涵道比风扇角区失速流动的改善作用,对某风扇进行了平面叶栅模化设计及非轴对称端壁优化。采用数值模拟方法,以风扇根部叶型为基础进行模化设计;在此基础上,采用两种不同的控制点分布方法对平面叶栅进行非轴对称端壁优化改型。研究结果表明:模化后的平面叶栅角区失速流动及叶片加载特点与风扇原型基本一致;采用自由曲面及类两面角曲面两种非轴造型对平面叶栅角区进行优化,叶栅总压损失系数分别降低了4.57%和5.38%;将流场改善效果较好的类两面角曲面造型应用于风扇原型角区,结果表明该造型使得风扇效率提高了0.441%,角区失速现象也得到了有效的抑制。深入的流场分析表明,类两面角曲面的非轴对称端壁造型,沿流向能有效推迟压气机平面叶栅通道涡向吸力面的发展,沿径向通过使涡结构上移减弱在端壁附近吸力面附面层和通道涡的相互作用;与此同时,对大涵道比风扇原型的角区失速流动也能起到较好控制效果。

带整流支板的涡轮过渡流道优化分析

在航空大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题的研究中,亚音速气流在其内部流动会因为扩压作用产生较强的逆压梯度,导致气流分离、边界层分离,这是过渡流道设计中的难点。为了降低过渡流道的流动损失、增大径向偏移、并改善气动性能,根据通流模型并结合一种新的优化变量参数化模型,发展出一种带整流支板的涡轮过渡流道优化方法,并应用提出的发展方法对某大涵道比涡扇发动机带整流支板涡轮过渡流道进行优化,优化后流道静压恢复系数提高,总压损失系数降低,并且流道沿程面积在出口处减小从而有效抑制了气流分离,仿真结果证明,改进的发展方法的可行性和有效性。

某大涵道比风扇轮毂型线数值计算

为了改善风扇叶根的二次流动,基于某原型方案,采用数值模拟方法研究了轮毂型线对大涵道比民用发动机风扇流场的影响。研究结果表明:凹形轮毂型线对风扇根部流动的影响主要体现在从下凹位置开始的加速流动作用。靠近风扇尾缘是较优的轮毂下凹最深位置,对根部流动存在2种改善作用,即流路收缩带来的加速流动作用,在提高风扇根部出口子午速度的同时,提高了10%叶高附近吸力面表面流体速度,抑制该叶高靠近尾缘处流体回流;由于轮毂下凹最深位置靠近尾缘,轮毂型线在靠近风扇出口时可以维持在凹曲线形式,减弱风扇角区吸力面表面回流。轮毂下凹深度对风扇内涵的压比和效率呈现单调影响。改进后的轮毂型线计算结果与原型方案相比,风扇吸力面极限流线改善,全流量范围内风扇内涵效率提升。

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征,基于三维彻体力模型的思想,开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明:大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大,转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低,在叶尖处衰减为最小值1.5%;在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高,在叶尖处达到最大值1.4%;进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%,而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%;总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势,而高温畸变区的周向范围在逐级增加。

拓宽大涵道比风扇稳定运行范围的叶片优化设计

基于Kriging代理模型构建了针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的气动优化设计方法,集成了参数化建模、TurboGrid网格划分和计算流体力学(CFD)组合优化技术.以风扇叶片的各叶高截面叶型为优化对象,进行基于叶片安装角扭转和最大厚度位置移动的叶型重构.选取失速点流量作为目标函数,对风扇叶片稳定运行范围进行评估并优化.与原叶片相比,优化叶片的稳定运行范围拓宽10.1%,且在稳定运行范围中表现出更高的性能.效率和压力系数的最大增幅分别为2.63%和9.27%,表明优化过程有效地拓宽了风扇叶片的稳定工作范围,并大幅提高了效率和总压升等性能指标.

圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证。为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现。在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核。结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展。

民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬的降噪效果,基于Wiener-Hopf管道声传播预测方法和声阻抗模型,形成了风扇机匣声衬设计流程和方法,对某民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣开展声衬设计研究,包括风扇前和风扇/外涵出口导流叶片(outlet guide vane,OGV)之间两段声衬的设计。首先,选择边线和飞越两个适航工况的管道可传播声模态作为降噪目标声源,以工程要求为设计边界,获得最优声阻抗和声衬结构参数;其次,在真实流道形状下,对所设计声衬在目标声源和其他频带声源的消声量进行评估。结果表明:所设计的两段风扇机匣声衬在目标声源插入损失和低阶叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)其他声源处的消声量可观,达到声衬降噪的目的。

民用航空发动机外涵支板声衬的降噪技术研究

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇外涵支板对风扇转静干涉噪声后传声散射效应的影响,以及外涵支板布置声衬的降噪效果,基于有限元方法,首先研究了等截面圆形管道和环形的声传播和远场声辐射特性,并与解析结果进行对比,吻合较好,表明了该声传播计算方法的可靠性和精度;然后开展对于包含外涵支板的某真实大涵道比涡扇发动机外涵管道的风扇转静干涉噪声后传声分析,最后开展外涵支板声衬的声阻抗优化设计,在约束条件内获得最优声阻抗,研究外涵支板布置声衬对风扇转静干涉噪声后传声的降噪效果。结果表明:有外涵支板的情况下,声波在管道内出现声散射现象,声压幅值较无支板情况明显增大,且在支板附近出现峰值;外涵支板布置声衬后,在最优声阻抗的情况下,单频单模态的降噪量可达22.57 dB。

叶片反扭对跨音速大涵道比风扇性能影响（英文）

考虑非定常气动力影响,利用组内基于流固耦合方法发展的叶片变形程序,研究了叶片反扭对跨音速大涵道比风扇性能的影响。首先,以制造叶片(冷态叶片)为起点,利用ANSYS有限元求解器计算了离心力下叶片变形。然后,通过叶片变形程序计算得到不同气动工况下工作叶片(热态叶片)。最后,分别得到设计叶片和工作叶片的特性线。结果表明气动力引起的叶片反扭对风扇气动性能产生影响。离心力和气动力下叶片位移可相互抵消,不同气动力工况下抵消程度不一。不同气动力工况下叶片反扭角有差异,其导致叶片安装角不同。热态叶片堵塞点流量比设计叶片少4kg/s,失速点流量对设计叶片稍多。