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中心分级燃烧室变频变能点火性能试验

航空动力学报 2019年第3期34卷 529-538页

作者：黄兵邱伟房人麟张杰谭航中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院成都610500

对中心分级燃烧室常温常压下变频变能点火性能进行了试验研究,点火能量为1～15J,点火频率为1～15Hz,燃烧室压降1.5%。结果表明:随着点火能量增大,贫油点火余气系数先迅速增大后缓慢增大,点火延迟时间先急剧缩短后缓慢缩短,随点火频率增... 详细信息

对中心分级燃烧室常温常压下变频变能点火性能进行了试验研究,点火能量为1～15J,点火频率为1～15Hz,燃烧室压降1.5%。结果表明:随着点火能量增大,贫油点火余气系数先迅速增大后缓慢增大,点火延迟时间先急剧缩短后缓慢缩短,随点火频率增大,贫油点火余气系数缓慢增大,点火延迟时间先迅速缩短后缓慢缩短,点火能量较低时该规律更为显著;当点火功率大于35W时提高点火功率对提高点火性能意义不大,点火能量对点火性能的影响较点火频率更为显著,相同功率下提高点火能量对点火更有利;基于Lefebvre、王延胜等人的点火模型,拟合了中心分级燃烧室关于燃烧室参考速度、索太尔平均直径、点火能量和点火频率的点火模型,模型预测误差在±10%以内。

关键词：中心分级燃烧室点火性能点火能量点火频率点火模型

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前可变面积涵道引射器特性的试验与数值模拟

航空动力学报 2020年第2期35卷 263-271页

作者：陈佳胡文兵陈晓文肖双强伍鑫岳定阳中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院成都610500

为了研究主、次流的进口总压比及出口背压对前可变面积涵道引射器(FVABI)工作特性的影响与流动掺混机理,采用试验与三维数值模拟方法对不同进口总压比下引射器工作性能及掺混流场随背压变化规律进行了分析。结果表明:标准k-ε模型用于... 详细信息

为了研究主、次流的进口总压比及出口背压对前可变面积涵道引射器(FVABI)工作特性的影响与流动掺混机理,采用试验与三维数值模拟方法对不同进口总压比下引射器工作性能及掺混流场随背压变化规律进行了分析。结果表明:标准k-ε模型用于引射器掺混流场的模拟具有较好的准确性;进口总压比越大,引射器总压损失越大;进口总压比不变,随背压增加,引射器总压损失先减小后增加;进口总压比不变,引射器在背压变化过程中存在总压损失最小点;背压减小时,引射器存在临界工况点,且进口总压比越大达到临界工况点的背压越大,可变涵道比的范围变窄;主、次流掺混过程主要集中在沿气流方向上x/l=0.3~0.6位置之间,在黏性力作用下动量、质量充分交换,沿流向截面速度径向分布趋于均匀。

关键词：前可变面积涵道引射器(FVABI) 掺混机理进口总压比背压总压损失

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油气匹配对燃烧室不稳定性的影响

航空动力学报 2022年第7期37卷 1352-1362页

作者：邢力郑明新黎武徐华胜梁勇李银怀周雄中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院成都610500

为抑制全环燃烧室在加温加压条件下的高幅度脉动,研究了燃烧室高幅脉动产生机理和油气匹配对燃烧不稳定的影响,结果表明:实验捕捉到了脉动增大的过程,主频为40 Hz的低频脉动,并产生了倍频,压力脉动引起火焰筒壁温发生了2%的波动,造成了... 详细信息

为抑制全环燃烧室在加温加压条件下的高幅度脉动,研究了燃烧室高幅脉动产生机理和油气匹配对燃烧不稳定的影响,结果表明:实验捕捉到了脉动增大的过程,主频为40 Hz的低频脉动,并产生了倍频,压力脉动引起火焰筒壁温发生了2%的波动,造成了燃烧不稳定;仿真计算发现随着燃烧室进口参数的提高及主油路开启导致的雾化变差会使得压力脉动的频率降低,脉动量升高44%;燃烧室进口压力、温度相对基准工况分别降低15%和30%(工况1)或者提高10%和26%(工况6)时可抑制脉动;增加主油路开始工作附近工况的主油路燃油占比后,脉动量总体有较大的减小;抑制脉动的最佳主副油路分配方案为Case3,相对基准方案提高工况2~工况6主油路燃油占比4%时可消除不稳定燃烧;主油路占比在超过一定值,又会使得脉动量升高。

关键词：燃油分配脉动量燃烧室进气压力流动掺混抑制脉动

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航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

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航空动力学报 2019年第10期34卷 2271-2279页

作者：钱秋朦但志宏张松裴希同王信中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000 中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室四川绵阳621000

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对... 详细信息

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。

关键词：高空模拟试车台进气控制系统过渡态试验线性自抗扰无扰切换

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驻涡加力燃烧室贫油熄火性能的影响

航空动力学报 2021年第9期36卷 1932-1941页

作者：谭云川钟华贵孙瑞礼孙海涛中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川绵阳621300

为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能,设计了三种不同方案的凹腔结构,进行了贫油熄火(LBO)性能试验。采用航空煤油作为燃料,试验中的主要研究参数如下:外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化;主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表... 详细信息

为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能,设计了三种不同方案的凹腔结构,进行了贫油熄火(LBO)性能试验。采用航空煤油作为燃料,试验中的主要研究参数如下:外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化;主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表明:驻涡加力燃烧室贫油熄火油气比随着外内涵进气压比的增加而增加,随着主流马赫数的增大而增加,并且在马赫数较大时,变化幅度增大;在驻涡区上部分区域,轴向平均绝对速度越小,以及主涡涡心位置在一定范围内更贴近凹腔后壁面,驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能更优。

关键词：凹腔驻涡加力燃烧室贫油熄火航空煤油油气比

基于三维激光扫描的涡轮叶片高温模态测试技术

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航空动力学报 2021年第5期36卷 907-915页

作者：代江波罗现强符顺国王琦冯海波中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000

提出了基于三维激光扫描技术的发动机涡轮叶片高温模态测试技术,实现了在最高900℃的高温环境下的涡轮叶片模态测试。设计了一套高温环境模拟装置,实现了不同温度环境的模拟,基于振动台基础激励技术和三维激光扫描技术,建立了不同温度... 详细信息

提出了基于三维激光扫描技术的发动机涡轮叶片高温模态测试技术,实现了在最高900℃的高温环境下的涡轮叶片模态测试。设计了一套高温环境模拟装置,实现了不同温度环境的模拟,基于振动台基础激励技术和三维激光扫描技术,建立了不同温度环境下的涡轮叶片三维测试模型,获取了准确的模态振型、模态频率等参数,验证了方法的可行性。分析结果显示:温度升高会导致涡轮叶片固有频率下降,900℃较常温环境1阶频率下降约6%,叶尖振型因热应力产生轻微畸变。

关键词：高温模态三维激光扫描模态振型模态频率涡轮叶片

环境小偏差条件下涡轴发动机轴功率及其不确定度计算方法

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航空动力学报 2021年第11期36卷 2271-2277页

作者：祁斌刘涛冷林涛钟华贵吴锋中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000

对涡轴发动机高空模拟试验性能处理方法作了研究,利用小偏差和传统的相似换算理论研究了涡轴发动机轴功率计算方法,推导出了环境模拟小偏差条件下的轴功率计算公式。试验结果表明:在小偏差条件下,该计算方法得到的误差比相似换算的误差... 详细信息

对涡轴发动机高空模拟试验性能处理方法作了研究,利用小偏差和传统的相似换算理论研究了涡轴发动机轴功率计算方法,推导出了环境模拟小偏差条件下的轴功率计算公式。试验结果表明:在小偏差条件下,该计算方法得到的误差比相似换算的误差低0.2%~0.6%。给出了小偏差条件下的换算轴功率公式和不确定度计算公式。该轴功率计算方法和不确定度计算方法可以为相关工程技术人员提供技术参考。

关键词：涡轴发动机环境小偏差相似换算计算公式不确定度

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一种摩擦阻尼器在整体叶盘结构的应用

航空动力学报 2017年第4期32卷 800-807页

作者：张欢李光辉梁恩波中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川江油621700

介绍了一种应用于整体叶盘结构的摩擦阻尼器,即在轮缘下方加工销孔,安装阻尼销.工作时,由于离心载荷的作用,阻尼销与轮缘相互摩擦,从而消耗振动能量.这种阻尼器被应用于两台发动机的涡轮整体叶盘减振方案中,试验结果显示:其减振效率差... 详细信息

介绍了一种应用于整体叶盘结构的摩擦阻尼器,即在轮缘下方加工销孔,安装阻尼销.工作时,由于离心载荷的作用,阻尼销与轮缘相互摩擦,从而消耗振动能量.这种阻尼器被应用于两台发动机的涡轮整体叶盘减振方案中,试验结果显示:其减振效率差异较大.数值模拟分析证明,这种阻尼器的减振效率和振动能量在叶-盘间的传递有关.对于叶-盘强耦合振型,这种阻尼器可以获取较高的减振效率,叶片振动应力水平下降了约70%;但对于叶-盘弱耦合振型,叶片振动应力幅值没有明显下降趋势.

关键词：摩擦阻尼振动能量消耗节径叶-盘耦合因子减振效率

孔挤压对于高温合金GH4169孔结构高温疲劳性能的影响

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航空动力学报 2017年第1期32卷 89-95页

作者：王欣胡仁高胡博赵振业罗学昆古远兴宋颖刚中国航空发动机集团有限公司北京航空材料研究院表面工程研究所北京100095 中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院强度技术研究室成都610500

根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面... 详细信息

根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度,并使孔结构在多种高温大应力条件下的高温疲劳性能提高1~3倍,但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa,温度为600℃,应力比为0.1条件下20 000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕,而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处,为单源疲劳断口.

关键词：高温合金螺栓孔孔挤压(HE) 应力集中残余应力高温疲劳性能