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航空发动机轮盘中心孔模拟试验件设计方法及试验验证

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航空动力学报 2022年第10期37卷 2157-2166页

作者：魏大盛冯俊淇马梦弟姚利信王延荣北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学江西研究院南昌330096

依据涡轮盘有限元计算结果,确定盘心考核位置处的应力状态,并将周向应力和轴向应力比值以及轮盘中心孔处周向应力沿径向的应力梯度作为设计指标,保证模拟件应力状态与实际轮盘一致。针对轮盘中心孔考核位置,本文共设计两类模拟件:一是... 详细信息

依据涡轮盘有限元计算结果,确定盘心考核位置处的应力状态,并将周向应力和轴向应力比值以及轮盘中心孔处周向应力沿径向的应力梯度作为设计指标,保证模拟件应力状态与实际轮盘一致。针对轮盘中心孔考核位置,本文共设计两类模拟件:一是反映双轴应力状态的多轴模拟件,二是反映应力梯度的平板缺口模拟件。分别采用两种试验件,结合轮盘实际载荷条件开展低循环疲劳试验,并对试验结果进行统计分析。进而,采用多轴疲劳寿命预测模型及考虑应力梯度影响的寿命预测模型对两种试验件的疲劳寿命进行评估,双轴模拟件的预测结果均在2倍分散带内,平板缺口模拟件的预测结果均在3倍分散带内,此寿命预测结果对实际轮盘设计具有参考价值。

关键词：涡轮盘模拟试验件结构强度多轴疲劳应力梯度

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不同取向双晶粒结构材料的蠕变行为分析

航空动力学报 2022年第10期37卷 2201-2212页

作者：刘怡慧王延荣魏大盛北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学江西研究院南昌330096

基于一种宏观唯象模型编写有限元子程序,模拟了双晶粒结构材料的蠕变变形行为。所选取的蠕变模型具有明确的物理意义,模型中的3项分别描述了蠕变演化过程的3个阶段。通过模拟双晶粒结构蠕变变形行为,分析了铸造结构中的偏离角、二次取... 详细信息

基于一种宏观唯象模型编写有限元子程序,模拟了双晶粒结构材料的蠕变变形行为。所选取的蠕变模型具有明确的物理意义,模型中的3项分别描述了蠕变演化过程的3个阶段。通过模拟双晶粒结构蠕变变形行为,分析了铸造结构中的偏离角、二次取向及晶界对定向结晶材料蠕变变形行为的影响;同时,利用坐标系的两次旋转,模拟材料的铸造偏离角和二次取向;通过改变晶界的倾斜角度,模拟材料的小角度倾斜晶界。结果表明:铸造偏离角会明显降低材料的蠕变性能,但二次取向对材料蠕变行为影响较小,晶界的倾斜角度使晶界附近材料的蠕变行为产生明显变化。

关键词：双晶粒结构蠕变行为铸造偏离角二次取向倾斜晶界

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航空发动机整机周向平均稳态仿真方法

航空动力学报 2022年第11期37卷 2598-2616页

作者：金东海梁栋刘晓恒张健成王森周成华戴宇辰桂幸民北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学江西研究院南昌330096

自主发展了基于周向平均方法的航空发动机整机准三维数值仿真方法。基于Navier-Stokes方程,推导了周向平均的准三维通流模型控制方程,针对方程源项传统模型的不足,提出了考虑叶型影响的无黏叶片力模型、基于机器学习的压气机展向分布损... 详细信息

自主发展了基于周向平均方法的航空发动机整机准三维数值仿真方法。基于Navier-Stokes方程,推导了周向平均的准三维通流模型控制方程,针对方程源项传统模型的不足,提出了考虑叶型影响的无黏叶片力模型、基于机器学习的压气机展向分布损失模型和基于理论分析的周向不均匀性模型等,并完成了燃烧室的准三维建模,最终实现了航空发动机整机准三维稳态仿真。利用本文发展的整机周向平均稳态准三维仿真程序CAM完成了WP11涡喷发动机整机仿真,并与俄罗斯S2程序AES-S2的仿真结果进行了对比分析。结果表明,相比于俄罗斯S2程序AES-S2,所发展的周向平均准三维仿真程序CAM仿真精度更高,在WP11整机准三维仿真的设计点计算结果对比中,CAM计算的涡轮流量的误差比AES-S2的计算误差小8%以上,发动机推力误差小16%以上;收敛性更好,CAM计算的涡轮流量的振幅比AES-S2的计算结果的振幅小10%以上,CAM计算的发动机推力的振幅比AES-S2的计算结果的振幅小20%以上。

关键词：航空发动机周向平均准三维整机仿真建模

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带热障涂层气冷叶片孔边局部应力分析

航空动力学报 2022年第10期37卷 2188-2200页

作者：陶倩楠王延荣杨顺北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学江西研究院南昌330096

基于有限元法计算了热障涂层-基体系统热失配状态下的孔边应力,计算结果表明:涂层界面法向应力和界面切应力集中于孔边,孔边周向正应力较大,孔边涂层容易出现开裂和剥落。计算并分析了陶瓷层厚度、计算模型外径、氧化层厚度、孔径和温... 详细信息

基于有限元法计算了热障涂层-基体系统热失配状态下的孔边应力,计算结果表明:涂层界面法向应力和界面切应力集中于孔边,孔边周向正应力较大,孔边涂层容易出现开裂和剥落。计算并分析了陶瓷层厚度、计算模型外径、氧化层厚度、孔径和温度分布对孔边局部应力的影响,结果表明:界面法向应力和界面切应力的作用范围随陶瓷层厚度的增加而增大,叶片冷却孔边应力计算子模型外径应大于4倍陶瓷层厚度与1/2孔径之和;冷却状态下,氧化层厚度的增加会增大界面法向正应力和界面切应力;高温下,孔径越小孔边陶瓷层周向正应力越大;在孔边温度非均匀分布的情况下界面应力和孔边周向正应力会增大。

关键词：热障涂层冷却孔有限元模拟界面应力应力分布

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多连通域曲线坐标系浸没边界方法及其检验

工程力学 2022年

作者：王煜栋王方金捷北京航空航天大学能源与动力工程学院

该文提出一种适用于多连通域内流模拟的曲线坐标系浸没边界(IB)方法，通过减少固体标记区域在计算域中的占比提高求解效率，并基于曲线坐标系局部加密几何模型中含大量小尺度结构的关键位置。将该方法与大涡模拟-概率密度函数输运方程模...

该文提出一种适用于多连通域内流模拟的曲线坐标系浸没边界(IB)方法，通过减少固体标记区域在计算域中的占比提高求解效率，并基于曲线坐标系局部加密几何模型中含大量小尺度结构的关键位置。将该方法与大涡模拟-概率密度函数输运方程模型(LES-TPDF)结合，采用双旋流燃烧室和某型号环形燃烧室单头部模型的湍流燃烧算例检验该方法。在双旋流燃烧室算例中，模拟结果显示曲线坐标系IB方法准确解析旋流器后方的流场及燃烧场结构，求解得到的时均速度分布与实验数据一致，靠近旋流器截面轴向速度峰值的均方根误差6.6%。在单头部燃烧室的模拟中，同网格分辨率下曲线坐标系IB方法消耗计算资源减少为传统笛卡尔坐标系IB方法的42.9%，采用该方法求解单头部燃烧室出口径向温度分布均方根误差为11.7%，满足复杂几何燃烧室高保真模拟需求。基于此方法能够准确、高效地模拟结构复杂的真实燃烧室内两相湍流燃烧现象，具有一定的工程应用价值。

关键词：

螺桨发动机分段调度双变量组合控制研究--从涡桨发动机控制的若干问题说起

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航空动力学报 2022年

作者：王曦北京航空航天大学能源与动力工程学院

从涡桨发动机的工作原理、特点和全权限数字发动机和螺旋桨控制(FADEPC)设计要求出发，分析了等涡轮前总温调节、等转速调节、等螺旋桨功率调节的单变量调节方法以及通过调节燃油流量保持涡轮前总温不变或保持螺旋桨功率不变、通过调节...

从涡桨发动机的工作原理、特点和全权限数字发动机和螺旋桨控制(FADEPC)设计要求出发，分析了等涡轮前总温调节、等转速调节、等螺旋桨功率调节的单变量调节方法以及通过调节燃油流量保持涡轮前总温不变或保持螺旋桨功率不变、通过调节桨叶安装角保持转速不变的双变量调节方法。在此基础上，根据涡桨发动机工作特点，并从控制的可实现性角度考虑，提出了一种螺桨发动机在全飞行包线范围内按等螺旋桨功率、等转速和等涡轮后总温调节、按功率限制设计高度切换的开环+闭环结构式分段调度双变量组合控制的方法。在三种不同的飞行速度条件下，仿真验证了所述控制方法的可行性，转速最大相对误差不超过0.1%。

关键词：

GPU加速高阶谱差分方法在风扇噪声中的应用

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航空学报 2024年第8期45卷 118-132页

作者：张东飞高军辉北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

风扇是大涵道比涡扇发动机的主要噪声源之一,准确预测风扇噪声对声学设计、噪声机制分析具有重要意义。高精度计算气动声学方法是风扇噪声计算的一个重要途径,但是由于巨大的计算资源需求,限制了其在风扇噪声计算上的应用。将图形处理器... 详细信息

风扇是大涵道比涡扇发动机的主要噪声源之一,准确预测风扇噪声对声学设计、噪声机制分析具有重要意义。高精度计算气动声学方法是风扇噪声计算的一个重要途径,但是由于巨大的计算资源需求,限制了其在风扇噪声计算上的应用。将图形处理器(GPU)加速计算方法应用到高阶谱差分计算气动声学求解器中,对不同的GPU和中央处理器(CPU)异构计算模式进行了测试和优化,并分析了影响异构计算效率的瓶颈。在A100 GPU卡上测试的结果表明,相比于28核的CPU计算节点,采用静止网格、运动网格的GPU计算加速比分别为20.4、14.0。将GPU加速的计算气动声学求解器应用到低速风扇噪声数值模拟中,准确预测了管道内前两阶叶片通过频率(BPF)的主导模态,与实验测量结果相比,模态声功率级误差在5 dB以内。

关键词： GPU 异构计算风扇噪声谱差分方法叶轮机械

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液体射流在不均匀速度横流中的轨迹和穿透

航空动力学报 2022年

作者：王航孔祥壮郭志辉北京航空航天大学能源与动力工程学院

实验研究了横流速度分布不均匀时液体射流的轨迹和穿透。利用多孔板实现速度分布不均匀，射流液体为水，用激光片光照相结合相位多普勒粒子分析仪进行研究。主要关心平均射流动量比、局部韦伯数和横流速度分布不均匀度等参数。不均匀横...

实验研究了横流速度分布不均匀时液体射流的轨迹和穿透。利用多孔板实现速度分布不均匀，射流液体为水，用激光片光照相结合相位多普勒粒子分析仪进行研究。主要关心平均射流动量比、局部韦伯数和横流速度分布不均匀度等参数。不均匀横流对射流的影响主要体现为破碎模式沿射流流向的转变。提出表征射流受横流影响范围的无量纲数L，并构造常温常压下适用于不均匀度为-2至2且射流动量比为10至40的射流轨迹经验公式。以是否存在“初级抬升段”作为判定是否进行分段拟合的准则。对于不均匀度小于1，结合经验公式与不均匀度和L的线性函数图对射流轨迹进行预测；对于不均匀度大于1，以射流首次发展为复合式破碎的位置作为“抬升段”和“偏转段”的分界点对射流轨迹进行分段拟合。

关键词：

缩扩型混合管结构参数对圆排波瓣引射器性能影响

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航空动力学报 2022年

作者：肖长庚刘友宏张寒淳杰黄宇北京航空航天大学能源与动力工程学院

目前缩扩型混合管结构参数对于圆排波瓣引射器影响的相关研究少，为此首先进行了带有不同结构参数缩扩型混合管的圆排波瓣喷管和圆形喷管引射器缩比模型引射性能的实验研究。结果表明，当混合管喉道直径和长度较小且主流流量较低时，圆...

目前缩扩型混合管结构参数对于圆排波瓣引射器影响的相关研究少，为此首先进行了带有不同结构参数缩扩型混合管的圆排波瓣喷管和圆形喷管引射器缩比模型引射性能的实验研究。结果表明，当混合管喉道直径和长度较小且主流流量较低时，圆形喷管的引射性能高于波瓣喷管，但随着流量增加情况发生逆转；当喉道直径和长度较大时，在实验流量范围内和满足主流附壁条件下，波瓣喷管引射性能均高于圆形喷管；随着主流流量增大引射流量比存在一个极大值，并且随着喉道直径和长度增大，该极大值也逐渐增大，在所研究模型中极大值的最大增长率为58.5%。接着，本文建立了经过实验数据验证的数值计算模型，误差不大于4.5%。仿真结果表明，随着喉道直径和长度增大，总压恢复系数逐渐增大，喉道尺寸的增大对于流动损失具有改善作用。

关键词：