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双外涵组合排气变循环发动机性能建模与仿真

航空动力学报 2023年第5期38卷 1114-1122页

作者：牟园伟王奉明朱大明中国航空发动机集团有限公司中国航空发动机研究院北京101304

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... 详细信息

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%。

关键词：变循环发动机变几何双外涵仿真模型耗油率

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接触式石墨端面密封材料磨损行为预测

推进技术 2022年第11期43卷 327-336页

作者：胡文颖张生光李雯中国航空发动机研究院北京101304

以航空发动机两种典型石墨端面密封材料配副M234-9Cr18Mo和M234AO-9Cr18Mo为研究对象,开展干摩擦和油润滑条件下石墨端面密封材料磨损行为预测方法研究。采用Archard磨损模型并考虑材料磨损对润滑接触行为的影响,建立干摩擦、油润滑状... 详细信息

以航空发动机两种典型石墨端面密封材料配副M234-9Cr18Mo和M234AO-9Cr18Mo为研究对象,开展干摩擦和油润滑条件下石墨端面密封材料磨损行为预测方法研究。采用Archard磨损模型并考虑材料磨损对润滑接触行为的影响,建立干摩擦、油润滑状态下石墨密封材料磨损量化模型,提出一种基于半解析的数值仿真方法,针对不同材料及工况条件下磨损行为开展数值仿真分析。结果表明:所发展的磨损模型及仿真方法具有较好计算精度,试验与仿真结果对比显示,最大磨损深度误差小于10%;材料、pv值、润滑条件对石墨端面密封材料磨损行为具有显著影响,M234比M234AO具有更好的耐磨性能,增加pv值会导致石墨密封材料的磨损更严重,油润滑比干摩擦更有利于降低石墨材料磨损深度,最大磨损深度降低约28.5%。

关键词：航空发动机端面密封石墨磨损数值仿真

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超声增材制造在航空航天领域的应用进展

材料导报 2023年第2期37卷 136-143页

作者：刘婷朱宇胡晓张松中国航空发动机研究院北京101300 清华大学航空发动机研究院北京100084

金属超声增材制造是一种低温、固态的加工技术,其原理是在近室温环境中通过超声波振动在金属带材之间建立冶金结合,制造过程中金属不会熔化。利用超声增材与机械加工相结合的技术能够制备出精细的内外部结构。然而,超声增材层间结合机... 详细信息

金属超声增材制造是一种低温、固态的加工技术,其原理是在近室温环境中通过超声波振动在金属带材之间建立冶金结合,制造过程中金属不会熔化。利用超声增材与机械加工相结合的技术能够制备出精细的内外部结构。然而,超声增材层间结合机理仍在不断研究中,层间界面微结构和结合质量与工艺参数间的关系不清晰,使得界面处容易发生失效,加之目前应用的材料体系范围有限,导致超声增材的应用受到极大限制。因此,国内外的工作主要集中在以下四个方面:(1)层间结合机理研究;(2)超声固结工艺参数优化及建模;(3)异种材料结合特性研究;(4)支撑材料研究。现有研究表明,塑性成形是层间结合的主要驱动力,而加工过程中界面处的晶粒破碎以及动态疲劳破坏会导致层间结合变弱;利用试验和数值模拟研究,明确了振动振幅、焊接速度、下压力和固结宽/高比是影响结合强度的重要工艺参数,通过建立不同材料的工艺窗口,可指导实际加工过程;钛、铝、铜、不锈钢等面心立方体金属之间具有好的结合强度,而对非面心立方体材料而言Al1100和Al3003是理想的结合材料,在铝合金基材中嵌入SiC纤维和NiTi形状记忆合金时,其结合强度主要受振动振幅、速度、下压力、基体预热温度以及嵌入纤维方向等过程变量的影响;对于支撑材料,选择坚硬且熔点高于焊接温度的支撑材料更容易获得高质量的结构件,如无铅焊料等。与此同时,金属超声增材在航空航天领域的应用探索也在同步开展,已实现的典型应用包括高效换热器、电子元器件植入和表面修复等。本文介绍了超声增材制造技术的基本过程及原理,综述了国内外关于该技术的研究现状,总结了该技术在航空航天领域的应用情况,分析了未来的发展趋势,旨在进一步拓展金属超声增材制造技术在航空航天领域的应用范围。

关键词：超声增材制造技术复合材料低温加工航空航天

带冲击-气膜双层壁结构的涡轮导叶冷却特性源项法数值研究

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推进技术 2022年第6期43卷 185-193页

作者：魏宽苗辉秦绪山张常贤中国航空发动机研究院北京101304

为了降低由于大量冷却孔导致的计算资源消耗,采用源项法对带冲击-气膜双层壁冷却结构的Mark Ⅱ涡轮导叶传热进行了简化数值模拟,并与不采用源项法的结果进行了对比。分析了冷却孔网格密度以及流量系数经验关系式对源项法模拟精度的影响... 详细信息

为了降低由于大量冷却孔导致的计算资源消耗,采用源项法对带冲击-气膜双层壁冷却结构的Mark Ⅱ涡轮导叶传热进行了简化数值模拟,并与不采用源项法的结果进行了对比。分析了冷却孔网格密度以及流量系数经验关系式对源项法模拟精度的影响。结果表明,采用源项法能够基本准确地模拟叶片表面温度分布并且缩短75%的计算时间。当冷却孔进出口面网格最小尺度小于孔径的1/10时,数值模拟结果将不随面网格密度改变。影响模拟精度的主要因素是经验关系式能否准确模拟总冷气流量以及横流对流量系数的影响。

关键词：源项法涡轮导叶双层壁结构网格密度流量系数

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无反馈通道自激扫掠喷嘴工作特性

推进技术 2023年

作者：王士奇温泉贾志刚中国航空发动机集团有限公司中国航空发动机研究院

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... 详细信息

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（0.1～6MPa）和特征尺寸范围（0.2～7mm）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5kHz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。

关键词：自激扫掠喷嘴无反馈通道流体振荡器非定常数值模拟高速阴影成像法

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自激扫掠喷嘴工作特性的数值和实验研究

航空动力学报 2023年

作者：王士奇温泉中国航空发动机集团有限公司中国航空发动机研究院

自激扫掠喷嘴通过内部康达壁面和反馈通道结构的对称设计，在压力驱动下能够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，本研究综合采用二维数值模拟方法和高速阴影成像法，研究了不同工... 详细信息

自激扫掠喷嘴通过内部康达壁面和反馈通道结构的对称设计，在压力驱动下能够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，本研究综合采用二维数值模拟方法和高速阴影成像法，研究了不同工作介质、不同缩比尺寸下，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，自激扫掠喷嘴在较宽的工作压力范围（0.01～5MPa）和特征尺寸范围（0.3～7mm）内均能够实现稳定的自激发扫掠振荡喷射，能够产生70°以上的扫掠张角和1500Hz以上的振荡频率。其扫掠张角随压力的提高而不断增加，最高可达110°以上；自激扫掠喷嘴的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，表征工作频率的斯特劳哈尔数在较宽工作压力范围内保持恒定。以上结果可为自激扫掠喷嘴在航空发动机等动力装置内的应用和优化设计提供有力支撑。

关键词：自激扫掠喷嘴流体振荡器定非常数值模拟高速阴影成像法振荡频率扫掠张角斯特劳哈尔数

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冷气条件对涡轮转子凹槽叶尖泄漏控制的影响

工程热物理学报 2019年第12期40卷 2777-2784页

作者：邵飞周琨李凤超中国航空发动机研究院

通过数值模拟方法对涡轮转子凹槽叶尖泄漏流动进行研究,分析了冷气条件下凹槽腔内流动结构,研究了气冷凹槽叶尖控制泄漏损失机制,并探讨了凹槽叶尖泄漏损失对凹槽深度、间隙高度和肋条宽度的敏感度。结果表明在有冷气条件下,凹槽叶尖主... 详细信息

通过数值模拟方法对涡轮转子凹槽叶尖泄漏流动进行研究,分析了冷气条件下凹槽腔内流动结构,研究了气冷凹槽叶尖控制泄漏损失机制,并探讨了凹槽叶尖泄漏损失对凹槽深度、间隙高度和肋条宽度的敏感度。结果表明在有冷气条件下,凹槽叶尖主要通过刮削涡降低控制叶尖泄漏损失;冷却射流在凹槽腔内形成的肾型对涡结构与腔内流动相互作用,减弱了刮削涡对泄漏流的控制作用,并降低了凹槽叶尖泄漏损失对凹槽深度的敏感度。

关键词：凹槽叶尖冷却射流流动结构泄漏损失涡轮

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中心分级燃烧器流-热-声动态特性实验研究

清华大学学报（自然科学版） 2024年第1期64卷 99-108页

作者：金明陆羽笛李原森柳伟杰葛冰臧述升上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国航空发动机集团中国航空发动机研究院北京101304

通过高频粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)及高速相机、压力传感器、光电倍增管等,研究中心分级燃烧器流-热-声动态特性,揭示了中心分级燃烧器单级旋流和中心分级火焰的流动及热声稳定性的变化规律。结果表明:主燃级为... 详细信息

通过高频粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)及高速相机、压力传感器、光电倍增管等,研究中心分级燃烧器流-热-声动态特性,揭示了中心分级燃烧器单级旋流和中心分级火焰的流动及热声稳定性的变化规律。结果表明:主燃级为旋流火焰时,预燃级的旋流空气会破坏流场中的回流区,加剧主燃级火焰的不稳定性,而预燃级为旋流火焰时可将主燃级火焰的脉动压力幅值降低76.8%;燃烧热负荷增大导致气流加速膨胀,诱发射流剪切层产生更高强度的旋涡,预燃级与主燃级火焰相互干涉可加速旋涡的耗散,改变了旋涡的脱落频率;与单级旋流火焰相比,主燃级和预燃级火焰干涉区的火焰脉动最剧烈,且主燃级射流外剪切层的大尺度旋涡加剧了主燃级火焰的脉动。

关键词：中心分级燃烧器本征正交分解(proper orthogonal decomposition POD)模态分解流动不稳定性热声不稳定性

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小孔对DD6单晶热机械疲劳的影响

航空动力学报 2021年第8期36卷 1669-1679页

作者：荆甫雷唐诗白杨俊杰中国航空发动机集团有限公司中国航空发动机研究院北京101304 清华大学航空发动机研究院北京100084

通过开展同相(IP)和反相(OP)循环下DD6单晶带孔试样与光滑试样的机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,研究孔边应力集中与温度-应变相位角对裂纹萌生寿命的影响。结果表明:带孔试样裂纹萌生于孔边最大主应力位置,其寿命比相同名义载荷的光... 详细信息

通过开展同相(IP)和反相(OP)循环下DD6单晶带孔试样与光滑试样的机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,研究孔边应力集中与温度-应变相位角对裂纹萌生寿命的影响。结果表明:带孔试样裂纹萌生于孔边最大主应力位置,其寿命比相同名义载荷的光滑试样低约一个数量级;带孔试样的OP寿命均短于IP,这与光滑试样寿命趋势一致。结合基于滑移系的黏塑性数值模拟,获取不同试验条件下的单晶应力应变分布特征及其演化规律,并构建单晶TMF损伤与宏细观参量的关联。在此基础上,建立一种能够综合考虑应力集中与相位角影响的单晶TMF寿命模型,对光滑试样与带孔试样IP、OP TMF寿命预测结果基本落在试验寿命的2倍分散带内。

关键词：单晶热机械疲劳应力集中同相反相寿命预测