俄罗斯中央航空发动机研究院建设发展举措与启示

俄罗斯中央航空发动机研究院在推动俄罗斯航空发动机领域基础研究、应用研究发展,提升航空发动机研制水平方面发挥了重要作用。研究俄罗斯中央航空发动机研究院的发展历史和现状,了解其能力提升举措,可为行业相关人员制定决策提供参考。阐述俄罗斯中央航空发动机研究院的概况、发展历史、组织架构、能力建设等,基于其发展总结可供我国航空发动机科研院所参考的经验和教训。

航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展

涡轮叶片的热障涂层技术是保障和提升航空发动机性能的关键技术之一,涡轮叶片的工作环境要求热障涂层需要具备隔热性能好、热膨胀系数与基材相匹配、抗氧化性能好、抗熔盐腐蚀性能好等一系列特点,这对热障涂层的材料、结构以及制备工艺提出了巨大的挑战,是当前航空发动机领域的热点研究之一。本文对构成热障涂层的金属粘结层和陶瓷层材料,以及热障涂层体系结构的研究现状做了详细介绍,并简要介绍了常用的热障涂层制备方法,展望了金属粘结层和陶瓷层材料体系和制备技术的发展趋势,以期为未来航空发动机涡轮叶片热障涂层体系的构建提供有益参考。

基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模与仿真研究

针对高马赫数涡轮发动机存在的涡轮部件热防护问题,以基于冷气预冷(CCA)技术的变循环涡扇发动机为例,通过建立燃油的热物性库、电动燃油泵和空气-燃油换热器的计算模型,改进燃烧室和涡轮的计算模型,发展了可控制涡轮叶片温度的变引气量整机性能计算模型。结果表明,在Ma3,20.9km的设计点,采用CCA技术能够将涡轮引气温度降低181K,相对引气量降低22.04%,并使推力和比冲分别提高2.03%,0.66%;在Ma3的节流状态下,控制涡轮叶片温度的发动机推力随转速降低而减小得更快,但是使空气-燃油换热器空气侧的温降最高达到240K,且总压损失明显降低;沿飞行轨迹,控制涡轮叶片温度的发动机在飞行马赫数大于1.8具有更大的推力,在飞行马赫数小于1.8具有更高的比冲。空气-燃油换热器在发动机最大热负荷状态的性能设计是影响引气温降和涡轮引气回流裕度的关键。

航空燃气涡轮-电混合动力系统关键技术分析

本文介绍了串联式和并联式混合动力系统的基本原理与性能特点,对混合动力的性能优势来源进行了原理性阐述。针对混合动力的系统架构,分析了性能设计、控制系统、电机设计以及热管理方面的关键技术。航空燃气涡轮-电混合动力技术的发展,有可能对传统航空发动机领域产生颠覆性变革。需要打破原有航空发动机热力机械设计思维,将动力系统所涉及的推进、电能以及热管理进行融合设计,推动航空动力系统效能进一步提升。

基于参数化建模的涡轮叶片气热耦合分析方法研究

气冷涡轮的出现使得航空发动机涡轮前温度可以进一步提高,促进了高性能航空发动机的飞速发展。然而随着复杂的内部冲击、扰流强化换热、对流气膜、致密气膜喷淋等冷却形式在涡轮部件上得到应用,冷气与燃气之间的相互作用也越发复杂。为对复杂冷却涡轮叶片的流动和传热耦合影响进行快速、精细化评估,本文建立了一种参数化建模方法,针对GE E3高压涡轮一级导向器进行高保真几何建模和气热耦合仿真。分析结果表明,该参数化建模方法可实现复杂气冷涡轮叶片的高保真几何建模,获得较高的气热耦合计算精度。同时通过详细分析获得了大量的涡轮叶片内部流动换热细节,可支撑高温涡轮叶片的精细化设计。

不同开度可调涡轮导叶前缘气膜冷却效果研究

针对变循环发动机的可调低压涡轮导叶开展了不同开度下的前缘气膜冷却效果研究。采用数值仿真的方法,研究了5种典型导叶开度下的导叶表面压力系数分布规律,探究了开度与冷气吹风比对叶片前缘气膜出流特性和覆盖特性的影响规律。结果表明:导叶开度的减小导致前缘的气动驻点位置向压力面方向移动,造成前缘冷气射流更多地流向吸力面侧,使吸力面气膜冷却效率提高;此外,导叶开度的减小导致吸力面与压力面的冷气贴壁效果都有提高,但两者的具体机理不同。导叶开度的变化对前缘气膜孔最佳吹风比影响较小,不同开度下的最佳吹风比都在1.0附近。由于导叶开度为0°时滞止线位于气膜孔排4之上,堵塞效应显著,与开度为5°、−5°条件相比,面平均气膜冷却效率降低了13.6%。

Ti60钛合金中等轴α相变形机理的原位EBSD研究

本文通过热处理得到了具有等轴状α相的Ti60钛合金,并用原位背散射电子衍射(in-situ EBSD)技术,系统研究了该合金单轴拉伸过程中的塑性变形机制。结果表明:该合金的塑性变形机制以滑移为主导,主要滑移系为{0001}<1ˉ2ˉ1ˉ0>和{011ˉ0}<112ˉ0>,且前者早于后者启动。值得注意的是,当拉伸应变超过10%时,{101ˉ2}<1ˉ011>孪晶开始启动,并进一步协调基体的变形。

考虑精铸变形的涡轮叶片气膜冷却效率灵敏度计算方法研究

精铸加工使得涡轮叶片几何结构与设计之间产生随机性偏差,这一偏差对叶片气膜冷却效率造成不确定性影响。涡轮叶片外形偏差的不确定性是几何层面的小扰动问题。本文通过精铸模拟建立了涡轮叶片精铸变形模型。基于PIV与数值模拟建立了适用于流热耦合计算的Realizable k-epsilon湍流模型,建立了考虑叶片变形的气膜冷却效率灵敏度计算方法,计算了涡轮叶片的气膜冷却效率随吹风比变化的灵敏度。结果表明:涡轮叶片精铸产生的变形越大,对原有气膜冷却效率的损失越大。叶片整体平均形变0.25 mm使得整体气膜冷却效率损失约5%,局部形变如叶尖叶片后缘处的0.70 mm可使叶尖平均气膜冷却效率损失约8%。由灵敏度分析确定的精铸后气膜冷却效率相对误差较明显,达到了1.62%。

基于航空发动机产品需求的压气机技术研究

压气机是航空发动机的关键核心部件,随着先进作战飞机对航空发动机需求的不断提高,快速研制全面满足发动机产品需求的压气机是工程设计人员面临的重大挑战。为保证设计的压气机全面满足发动机产品需求,介绍了先进作战飞机发动机的典型技术特点以及对压气机全面的技术需求,梳理了压气机满足发动机需求需重点考虑的影响因素,开展了宽转速范围高效率设计技术、全飞行包线高稳定裕度设计技术、高性能保持能力设计技术、高可靠叶片设计技术、高稳健压气机转子设计技术、高可靠调节机构设计技术、高安全性以及高环境适应性设计技术研究。结果表明:基于需求的综合设计可以保证压气机的综合性能。该研究可为设计全面满足发动机产品需求的压气机提供参考和依据。

航空发动机科研单位供应商履约风险事前评估要点研究

航空发动机科研单位供应商履约风险事前评估事关合同全生命周期,亦是防范法律风险的重要环节。目前实际操作中可能存在评估要点本末倒置、不全面、缺乏针对性等问题。首先应明确供应商履约风险评估点:供应商资本构成情况、注册资本、实缴资本、营业执照经营范围无需作为关注重点;许可经营资质、净资产、相关硬件设施情况、相关资质情况、社保参保人员情况、过往业绩情况、被处罚和纠纷案件情况等可以作为评估要点。在此基础上,应结合航空发动机科研单位不同交易类型的特点量身定制履约风险事前评估要点。

航空发动机研制项目合规管理的研究

本文结合国家对国有企业的合规管理发展要求,研究了航空发动机企业研制项目的合规管理要求,围绕任务管理、分包管理、采购管理、合同管理、实物管理、经费管理六个方面探讨研制项目的合规性要求。在此基础上,选取某一研制项目,从合规清单梳理、开展伴随审计、建立合规管理工作团队和工作机制四个方面进行了合规业务融合的实践。

慢走丝线切割工艺在涡轮盘榫槽加工中的应用研究

针对航空发动机涡轮级性能试验件快速试制与验证的需求,提出一种采用慢走丝加工航空发动机涡轮盘榫槽的工艺路线。通过工艺试验研究得出了满足涡轮盘榫槽质量要求的重熔层控制工艺方案,并形成了一套适用于航空发动机试验件涡轮盘榫槽慢走丝加工、检测的流程与方法。该慢走丝工艺路线首次应用于航空发动机性能试验件试制,与传统拉削工艺相比,其加工效率提高了约52.5%,加工成本降低了约47.6%。采用慢走丝工艺加工的涡轮盘随涡轮性能试验件完成了多次试验验证,试验后涡轮盘榫槽状态良好,验证了该工艺路线加工涡轮盘榫槽的可靠性,为后续涡轮盘榫槽加工提供了一种思路。

航空发动机温升燃烧效率校准方法研究

燃烧效率是航空发动机的关键气动性能参数,其准确获取对提高航空发动机性能、节省燃油、减少排放及匹配燃烧室总体性能等都具有重要意义。针对航空发动机温升燃烧效率的准确获取问题,设计了高准确度的进口参考温度传感器、出口参考温度传感器和媒介温度传感器,将出口参考温度传感器与媒介温度传感器相结合,提出并使用测点修正因子,实现了航空发动机温升燃烧效率现场校准。结果表明:所采用的温升燃烧效率校准方法合理、结果可信,参考温度传感器所得温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率的相对偏差为0.3%~2.1%。

涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究

为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。

径向油孔结构对环下润滑高速轴承内部流动特性的影响研究

为了研究径向油孔结构对环下润滑高速轴承内部流动特性的影响规律,根据高速轴承内部流动特征建立了数值计算方法,针对包含输油通道、径向油孔和轴承组件的物理仿真模型开展了油气两相流动计算,对比并讨论了不同径向油孔结构下轴承内部的油气分布和黏性摩擦损失。数值模拟结果表明,径向油孔孔径增大后轴承内部的平均滑油体积分数单调增加且滑油分布更均匀。径向油孔布设在周向油槽的同侧有利于提升轴承内部的平均滑油体积分数,同时滑油沿周向分布的均匀性较好。轴承组件表面扩展参数受径向油孔结构的影响,其变化趋势与平均滑油体积分数的变化相似。全部采用经验公式预测得到的黏性摩擦损失整体偏高,且不能反映径向油孔结构参数的影响,数值模拟和经验公式相结合计算得到的黏性摩擦损失与直接采用数值模拟获得的结果表现出较好的一致性。

平均载荷系数0.5一级的双模式压气机设计研究与验证

为全面提升压气机的研制能力,本文对平均载荷系数0.5一级的带单双外涵两种模式(双模式)核心驱动风扇的四级压气机开展了设计技术研究与验证。针对其平均级载荷系数高、两个模式性能变化大等特点,开展了双模式高负荷压气机设计、低损失大流量范围导叶设计以及低损失大攻角范围可调静子设计等技术研究工作,并在此基础上完成双模式核心驱动风扇与四级压气机的设计,开展0.8~1.0相对转速的三维特性分析,全面研究单双外涵两种模式下各级的匹配情况。试验结果表明:单双外涵两种模式下,压气机流量、压比、效率达到设计指标。单外涵模式1.0相对转速,最高效率0.874,双外涵模式0.924相对转速,最高效率0.87,两种模式下压气机流量调节范围达到31.4%。各级匹配良好,突破了双模式核心驱动风扇与压气机一体化匹配设计和平均载荷系数0.5一级的高负荷压缩部件设计等关键技术,为下一代发动机的核心压缩部件设计奠定了基础。

高负荷压气机旋转不稳定诱发转子叶片非同步振动的实验研究

为揭示高负荷压气机旋转不稳定诱发转子叶片高振幅值非同步振动的发展过程及其产生机理,本文从实验角度出发,详细揭示了一种由旋转不稳定涡激发转子叶片非同步振动瞬态过程中流体主动作用至被动响应的变化趋势。研究结果表明,在叶片振动触发前,第一级转子叶尖分离涡扰动已存在,但其频率与叶片固有频率未耦合。随级负荷进一步升高,分离涡频率小幅波动,诱发其与叶片一阶固有频率耦合,激发转子叶片高振幅值振动。气流扰动周向模态数由流体主动作用时的高模态发展为被动响应时的低模态。

面向资源重用的航空发动机试车台架多目标优化设计

针对航空发动机试车台架设计周期长、效率低的问题,从成本控制和资源重用出发,提出面向资源重用的试车台架多目标优化设计方法。在分析航空发动机试车台架特点及快速配置需求的基础上,构建了以生产成本、生产时间和产品寿命均衡性为目标的试车台架配置多目标优化模型。通过混合深度优先搜索算法(DFS)的改进遗传算法(INSGA-Ⅱ)求解了试车台架设计模块的可配置解集,并采用TOPSIS法求解得了最优可配置设计方案。通过算法效果比较,以及某航空发动机高空模拟试车台架快速设计实例分析,说明了所提方法的可行性和有效性。

航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展

航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况,对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度,本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术,包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆,简要说明了三种测温技术的工作原理,归纳了国内外应用现状,总结了各自的优势与不足,并对其发展方向进行了展望。

高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

以气液相变冷却机制为切入点,开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析,考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明,水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性,基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点,水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性;而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%~8%时,预冷段总压降系数为0.84%~1.27%,总温降系数为2.15%~15.12%,即温降为12.92~90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求,需控制水-液氧的射流比例,建议液氧射流量小于60%的总射流浓度。在"40%水~60%液氧"的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时,射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%~9.39%,其中空气和水蒸汽含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此,射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。