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基于多层感知机的航空发动机压气机盘应力和温度预测

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航空动力学报 2024年第4期39卷 205-214页

作者：王学民徐敬沛何云中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

将发动机可测参数作为初始特征,利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP(multilayer perceptron)模型,采用BP(back propagation)神经网络算法进行训练。结果表明:该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好,... 详细信息

将发动机可测参数作为初始特征,利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP(multilayer perceptron)模型,采用BP(back propagation)神经网络算法进行训练。结果表明:该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好,相对偏差均在1%以内,判定系数达到0.95以上,方均根误差均在5以内,且计算速度由小时级提升为分秒级,可为后续工程应用提供依据。

关键词：压气机轮盘神经网络多层感知机应力温度寿命管理

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风扇叶片冰撞仿真方法与试验

航空动力学报 2024年第8期39卷 262-271页

作者：沈庆阳何凌川黎方娟古远兴赵朝君中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

采用光滑粒子流体动力学法和拉格朗日法对冰撞过程进行仿真分析,开展了冰雹撞击钢板、撞击钛合金薄板、撞击非旋转态真实风扇叶片的打靶试验验证。结果表明:采用的考虑压缩强度与应变率相关的冰雹本构模型和SPH法能够很好的描述冰雹撞... 详细信息

采用光滑粒子流体动力学法和拉格朗日法对冰撞过程进行仿真分析,开展了冰雹撞击钢板、撞击钛合金薄板、撞击非旋转态真实风扇叶片的打靶试验验证。结果表明:采用的考虑压缩强度与应变率相关的冰雹本构模型和SPH法能够很好的描述冰雹撞击过程,仿真结果与打靶试验结果吻合良好。基于该本构模型和算法,对某发动机在爬升状态下吞入直径1.1 cm的冰雹情况进行仿真,揭示了叶片不同部位冰撞后的变形情况,发现撞击叶尖部位带来的塑性应变最大。开展整机吞冰试验,试验获得的冰雹撞击部位的叶片变形长度与仿真结果误差小于10%。改进了叶片前缘半径和最大厚度分布,提升了叶片的抗冰撞能力,为风扇叶片抗冰撞改进设计积累了良好的设计经验。

关键词：风扇叶片冰撞光滑粒子流体动力学应变率变形

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航空发动机数字工程初步研究与发展思考

航空学报 2024年第5期45卷 128-145页

作者：黄维娜黎方娟祁宏斌中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

新时代中国社会经济和工业体系的高质量发展,对航空发动机的研制提出更高要求,迫切需要借助数字工程系统化提升产品敏捷研发能力、夯实自主研制基础和提高客户满意度。本文分析了国外数字工程实施现状和发展趋势,结合中国航空发动机行... 详细信息

新时代中国社会经济和工业体系的高质量发展,对航空发动机的研制提出更高要求,迫切需要借助数字工程系统化提升产品敏捷研发能力、夯实自主研制基础和提高客户满意度。本文分析了国外数字工程实施现状和发展趋势,结合中国航空发动机行业数字化建设基础,提出了航空发动机数字工程总体技术框架,初步定义了数字工程在航空发动机全生命周期内的应用场景,对航空发动机数字工程建设的关键技术进行了初步识别和分析。在建设实施层面提出了逐步推行先导试点项目、构建数字化生态和文化、统筹算力支撑、加强仿真采信等发展建议。

关键词：航空发动机数字工程数字系统模型数字线索数字孪生

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三点接触球轴承拟动力学模型分析及验证

航空动力学报 2024年第8期39卷 483-495页

作者：唐瑞高利霞余丹李炎军李贵林中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

为定量预测与规避双半内圈角接触球轴承三点接触现象,降低轴承异常磨损风险,采用牛顿-欧拉矢量力学方法,结合该轴承结构与受载特点,对双半内圈角接触球轴承内部元件相对位置与速度关系进行了描述,综合考虑轴承各元件相互作用力、运动惯... 详细信息

为定量预测与规避双半内圈角接触球轴承三点接触现象,降低轴承异常磨损风险,采用牛顿-欧拉矢量力学方法,结合该轴承结构与受载特点,对双半内圈角接触球轴承内部元件相对位置与速度关系进行了描述,综合考虑轴承各元件相互作用力、运动惯性力、陀螺力矩以及润滑油对轴承元件施加的流体拖动力与挤压力,建立了考虑三点接触情况的双半内圈角接触球轴承拟动态性能分析模型,并完成轴承非线性方程组求解算法优化,且通过与国外成熟软件计算结果和保持架转速试验结果对比,验证了所建立模型的准确性,研究表明,所建立的双半内圈角接触球轴承分析方法对内部接触角分布和应力分布的预测误差小于12%,对于最大接触应力的预测误差小于2%,且对接触痕迹的预测较为准确,对于保持架实际转速的预测误差小于10%,可用于双半内圈角接触球轴承设计优化。

关键词：双半内圈角接触球轴承三点接触特性接触应力接触痕迹保持架转速试验

超声速飞行器减阻杆/盘与双喷流组合构型减阻和防热性能

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航空动力学报 2024年第5期39卷 208-225页

作者：许阳陈宣亮中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

为降低超声速飞行器的气动力和热载荷,研究一种减阻杆/盘与双喷流组合构型,并采用数值方法分析了几何参数和喷流参数对流场特征以及减阻和防热性能的影响。结果表明:减阻杆长径比对构型的减阻效率影响较小,但对防热效率影响较大;增加减... 详细信息

为降低超声速飞行器的气动力和热载荷,研究一种减阻杆/盘与双喷流组合构型,并采用数值方法分析了几何参数和喷流参数对流场特征以及减阻和防热性能的影响。结果表明:减阻杆长径比对构型的减阻效率影响较小,但对防热效率影响较大;增加减阻盘直径比,构型的减阻效率先增大后减小,防热效率先减小后增大,但当逆向喷流总压较高时,减阻盘直径比对减阻和防热效率的影响均较小;提高逆向喷流总压比,构型的减阻和防热效率一直处于较高水平,且其变化幅度均不明显;提高侧向喷流总压比,构型的减阻和防热效率均增大,减阻效率变化率增大,防热效率变化率减小;侧向喷流出口位置远离钝体头部,减阻效率增大,防热效率减小;适当选取减阻杆/盘与双喷流参数,可达到57.1%的减阻效率,同时防热效率达到100.4%。

关键词：超声速流动减阻盘喷流气动减阻气动防热

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航空发动机风扇转子叶片抗鸟撞改进设计

航空动力学报 2024年第2期39卷 86-94页

作者：汪松柏牛潇霍嘉欣张震相江柏均刘昭威中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500

为提高航空发动机风扇转子叶片抗鸟撞能力,基于光滑粒子流体动力学(SPH)方法及LSDYNA显式动力学分析软件对风扇转子叶片的抗鸟撞能力进行评估,分析了不同关键设计参数对气动性能和叶片抗鸟撞性能的影响。结果表明:真实鸟体撞击风扇转子... 详细信息

为提高航空发动机风扇转子叶片抗鸟撞能力,基于光滑粒子流体动力学(SPH)方法及LSDYNA显式动力学分析软件对风扇转子叶片的抗鸟撞能力进行评估,分析了不同关键设计参数对气动性能和叶片抗鸟撞性能的影响。结果表明:真实鸟体撞击风扇转子叶片后,主要造成叶片前缘变形、卷边和撕裂。风扇气动性能随叶片前缘半径增大而降低,当前缘半径超过0.25 mm后,风扇的稳定裕度急剧下降;最大厚度位置后移对风扇气动性能有益,但风扇转子叶片抗鸟撞能力下降。在保证风扇气动性能的前提下,通过合理选取设计参数,对风扇转子叶片进行改进设计,改进后叶片的抗鸟撞能力由30 g提高到50 g,抗鸟撞能力得到明显提升。

关键词：风扇转子叶片光滑粒子流体动力学(SPH) 鸟撞改进设计气动性能

基于参数化建模的涡轮叶片气热耦合分析方法研究

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推进技术 2024年第4期45卷 100-110页

作者：王孟君薛伟鹏陈阿龙曾军中国航发四川燃气涡轮研究院四川成都610500

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... 详细信息

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。

关键词：气冷涡轮参数化建模气热耦合高保真几何模型叶片冷却

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航空燃气涡轮-电混合动力系统关键技术分析

推进技术 2024年第3期45卷 73-83页

作者：伏宇刘昭威郑天慧王鹏中国航发四川燃气涡轮研究院四川成都610500

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,... 详细信息

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。

关键词：燃气涡轮电推进混合动力航空发动机综述

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驻涡加力燃烧室凹腔稳定器冷却特性实验研究

推进技术 2024年第4期45卷 163-169页

作者：王金涛钟世林翟云超康玉东邓远灏中国航发四川燃气涡轮研究院四川成都610500

为了研究驻涡加力燃烧室凹腔稳定器的冷却特性,设计了三种不同冷却结构的凹腔稳定器。采用实验研究的方法,对不同冷却结构的凹腔稳定器冷却特性进行研究,同时改变试验中凹腔油气当量比、次流与主流流量比(0.25~0.37)和主流马赫数(0.17~0... 详细信息

为了研究驻涡加力燃烧室凹腔稳定器的冷却特性,设计了三种不同冷却结构的凹腔稳定器。采用实验研究的方法,对不同冷却结构的凹腔稳定器冷却特性进行研究,同时改变试验中凹腔油气当量比、次流与主流流量比(0.25~0.37)和主流马赫数(0.17~0.26),分析不同结构和气流参数下了凹腔冷却特性。结果表明:驻涡加力燃烧室的凹腔稳定器壁面最高温度出现在前壁面,前壁面温度较上壁和后壁偏高300K左右;凹腔稳定器壁温受冷却孔开孔率、凹腔油气比、次流与主流流量比影响较大,受马赫数影响较小。综合考虑各个方案试验结果,在凹腔稳定器冷却孔开孔率较低时,凹腔内部油气当量比建议取1.2~1.5。

关键词：驻涡加力燃烧室凹腔稳定器气膜冷却冷却性能当量比实验研究

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