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中心分级旋流燃烧室不稳定燃烧动态压力信号特征分析

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航空动力学报 2023年第12期38卷 2883-2894页

作者：王旭怀刘勇张祥杨晨李昊南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室南京210016

针对中心分级旋流模型燃烧室中出现的不稳定燃烧特征进行试验研究,在常压试验中同步采集了不同工况下燃烧室动态压力脉动信号、释热率脉动信号和高速火焰图像信号。通过经验模态分解(EMD)对压力脉动信号进行分析,发现脉动特征主要集中在... 详细信息

针对中心分级旋流模型燃烧室中出现的不稳定燃烧特征进行试验研究,在常压试验中同步采集了不同工况下燃烧室动态压力脉动信号、释热率脉动信号和高速火焰图像信号。通过经验模态分解(EMD)对压力脉动信号进行分析,发现脉动特征主要集中在前3阶本征模态(IMF)中。这些IMF通过快速傅里叶变换(FFT)进行主频分析后发现分别与释热率脉动、气流旋流脉动和火焰不稳定脉动特征频谱吻合。进而可以判断通过EMD可以从单一燃烧室压力脉动信号中分解出3个主要物理过程的脉动特征,为进一步分析工程级燃烧室试验中振荡燃烧的诱发机制和燃烧诊断提供了数据处理方法。

关键词：不稳定燃烧火焰不稳定经验模态分解本征模态函数傅里叶变换

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基于光学几何测量的整体叶盘几何失谐建模与辨识

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航空动力学报 2023年第1期38卷 61-69页

作者：张元赵景超周标吕福慧金易璇南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室南京210016 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

通过光学几何测量技术获取精确的叶片型面差异化信息(即几何失谐)建立整体叶盘的高保真动力学模型的方法,并进一步开展整体叶盘几何失谐辨识的研究。采用先进的三维结构蓝光扫描系统测量构建精确的叶片几何型面点云模型,然后采用网格变... 详细信息

通过光学几何测量技术获取精确的叶片型面差异化信息(即几何失谐)建立整体叶盘的高保真动力学模型的方法,并进一步开展整体叶盘几何失谐辨识的研究。采用先进的三维结构蓝光扫描系统测量构建精确的叶片几何型面点云模型,然后采用网格变形技术,将谐调叶片有限元模型的表面节点自动投射至实测的点云表面,以回避传统逆向工程的实体模型重建环节,从而实现整体叶盘高保真动力学模型的快速构建。该模型可直接用于量化识别叶片几何失谐对其固有频率和振型的影响,其中各叶片“一弯”频率失谐量在2.1%以内,同时可以精确比对各叶片间的模态置信因子,因此可大幅提高整体叶盘建模和动力学仿真分析的准确性。

关键词：整体叶盘几何失谐光学几何测量网格自适应变形高保真建模

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典型参数对盘缘封严性能综合影响机制

推进技术 2019年第6期40卷 1293-1299页

作者：董伟林王锁芳夏子龙南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室

为了掌握典型参数对盘缘封严燃气入侵的综合影响机制,采用数值方法研究并揭示了燃气入侵形式与封严间隙涡系结构的内在联系,在此基础上设计了一种内环型盘缘封严结构。结果表明:增加转速和增加主流流量都会导致封严效率降低,但是二者的... 详细信息

为了掌握典型参数对盘缘封严燃气入侵的综合影响机制,采用数值方法研究并揭示了燃气入侵形式与封严间隙涡系结构的内在联系,在此基础上设计了一种内环型盘缘封严结构。结果表明:增加转速和增加主流流量都会导致封严效率降低,但是二者的作用却是相互羁绊的;与传统孔口模型相比,内环型盘缘封严结构能够有效将回流区涡限制在封严间隙内,利用羁绊效应拓宽了高封严效率区域的工况范围,提高了盘缘封严性能。

关键词：盘缘封严燃气入侵羁绊效果内环型

TiN/Ti强韧涂层在砂尘高速冲蚀下的失效机理

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航空动力学报 2019年第9期34卷 1866-1872页

作者：陈伟李舟赵振华颜诚马松林南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室

利用高速连续冲蚀试验系统,在不同的冲击角及供砂量下,对有无TiN/Ti强韧涂层的不锈钢试件进行了砂尘高速冲蚀试验,获得了试件的质量冲蚀率。采用扫描电镜(SEM)对涂层损伤表面及断面形貌进行观测与分析,研究TiN/Ti涂层在不同冲击条件下... 详细信息

利用高速连续冲蚀试验系统,在不同的冲击角及供砂量下,对有无TiN/Ti强韧涂层的不锈钢试件进行了砂尘高速冲蚀试验,获得了试件的质量冲蚀率。采用扫描电镜(SEM)对涂层损伤表面及断面形貌进行观测与分析,研究TiN/Ti涂层在不同冲击条件下的失效机理。结果表明:TiN/Ti涂层质量冲蚀率随冲击角及供砂量的增加而增加。在低冲击角下,砂尘粒子的切削作用是导致涂层材料剥落的主要原因;高冲击角下,砂尘冲击引起的裂纹萌生及扩展致使涂层材料块状破碎而剥落。TiN/Ti涂层显著提高了不锈钢的抗冲蚀性能,尤其是在低冲击角下。低冲击角下,涂层能将不锈钢的冲蚀性能提高约5倍;高冲击角下能提高约2倍。

关键词： TiN/Ti涂层砂尘冲蚀冲击角质量冲蚀率失效机理

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钛合金扩散焊接头复合型疲劳裂纹扩展

航空动力学报 2019年第11期34卷 2395-2402页

作者：刘小刚朱笑林南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室

设计并加工了TC4扩散焊接头紧凑拉伸剪切(CTS)试样。开展了不同加载角度下的Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展试验。试验结果发现:在加载角度小于45°时,裂纹均沿焊缝扩展至断裂,当加载角度达到45°以上时,裂纹开始出现沿与初始裂纹面呈一定角... 详细信息

设计并加工了TC4扩散焊接头紧凑拉伸剪切(CTS)试样。开展了不同加载角度下的Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展试验。试验结果发现:在加载角度小于45°时,裂纹均沿焊缝扩展至断裂,当加载角度达到45°以上时,裂纹开始出现沿与初始裂纹面呈一定角度的方向扩展至母材的情况。使用电子显微镜结合电位法获得了裂纹扩展a-N曲线。在此基础上,采用相互作用积分法计算复合型应力强度因子,以应变能释放率为参量对Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹扩展过程进行了分析。考虑Ⅱ型裂纹所占权重引入复合比,并在此基础上建立了TC4扩散焊接头不同加载角度及载荷下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率统一模型。

关键词：钛合金扩散焊接头拉剪复合载荷 Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹疲劳裂纹扩展扩展速率

航空发动机低压转子系统的动力学相似设计方法

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航空动力学报 2020年第4期35卷 766-776页

作者：缪辉臧朝平南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室

提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相... 详细信息

提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相似准则,并根据转子设计参数的相似关系建立相似等效模型的缩比模型。基于模型修正方法对三维设计模型的相似误差进行修正,得到预测精度较高的动力学相似模型。以双转子发动机低压转子试验模型的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对动力学相似设计方法的有效性进行了验证。结果表明:在设计转速范围内,通过该方法得到的动力学相似模型能够有效预测全尺寸原型的临界转速和不平衡响应,前三阶临界转速的相似误差分别为3.09%、1.75%和0.31%,对应振型的相关性均大于0.93。该方法具有较高的实用价值,可为发动机整机动力学相似设计提供参考。

关键词：动力学相似转子系统模型试验相似准则相似关系模型修正

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钛合金叶片前缘的外物损伤残余应力数值分析

航空动力学报 2020年第11期35卷 2284-2292页

作者：赵振华张钧贺王凌峰陆楷楠刘璐璐陈伟南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室南京210016

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模... 详细信息

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模拟外物损伤试验的FOD损伤形貌与宏观尺寸,验证了有限元模型的正确性。提取仿真计算的不同入射角度对应的FOD位置残余应力分布,结果表明:钢珠以0°角入射时,钢珠冲击产生的接触力和变形能明显大于其他入射角度的情况,说明钢珠偏斜一定角度入射时造成的偏斜型缺口处的材料失效与变形不如外物正撞前缘形成的半圆型缺口严重;在FOD缺口底部尖端靠近入射表面区域存在明显的残余拉应力。随着入射角度的增大,残余拉应力区的范围逐渐扩大,残余拉应力最大值逐渐减小。

关键词：外物损伤 TC17钛合金有限元 Johnson-Cook本构模型残余应力

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导管长度对管式减涡器流阻与温降特性影响

航空动力学报 2020年第1期35卷 88-96页

作者：夏子龙王锁芳侯晓亭南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室南京210016

采用数值模拟与模型试验研究相结合的方法对管式减涡器开展研究,分析了导管长度对管式减涡器各截面间压力损失系数、温降系数及其权重的影响。通过模型试验验证了数值模拟方法的可靠性。研究结果表明:增大导管长度可以显著降低管式减涡... 详细信息

采用数值模拟与模型试验研究相结合的方法对管式减涡器开展研究,分析了导管长度对管式减涡器各截面间压力损失系数、温降系数及其权重的影响。通过模型试验验证了数值模拟方法的可靠性。研究结果表明:增大导管长度可以显著降低管式减涡器压力损失的同时提高其温降。共转盘腔和导管是管式减涡器流阻与温降特性的主要影响因素,两者权重此消彼长。增大导管长度时,通过牺牲导管内压力损失和降低共转盘腔内压力损失以降低管式减涡器压力损失。快速增大的导管内温降是管式减涡器温降系数提高的主要原因。与光滑共转盘腔模型相比,当导管长度L/b=0.786时,管式减涡器压力损失系数降低了83.70%,温降系数提高了45.02%。

关键词：管式减涡器导管长度共转盘腔压力损失温降系数旋流比气流角

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狭缝型接受孔对径向预旋系统的影响

航空动力学报 2020年第5期35卷 983-991页

作者：张凯王锁芳侯晓亭韦光礼南京航空航天大学能源与动力学院航空发动机热环境热结构工业和信息化部重点实验室南京210016

为提高径向预旋系统温降减少系统的流动损失,运用数值模拟方法对比分析不同长宽比的狭缝型接受孔及传统直孔型接受孔对预旋系统温降流阻特性的影响。结果表明,随着狭缝长宽比在1~10范围内增加,接受孔有效流通面积增大,喷嘴出口气流流速... 详细信息

为提高径向预旋系统温降减少系统的流动损失,运用数值模拟方法对比分析不同长宽比的狭缝型接受孔及传统直孔型接受孔对预旋系统温降流阻特性的影响。结果表明,随着狭缝长宽比在1~10范围内增加,接受孔有效流通面积增大,喷嘴出口气流流速及系统无量纲质量流量均增大;当旋转雷诺数大于2.6×10~6时,系统温降随着狭缝长宽比的增加而增加,总压损失随之先增加后趋于稳定。长宽比为6~10的狭缝型接受孔较传统直孔型接受孔有更高的温降及较高的压力损失。当旋转雷诺数等于7.9×10~6,长宽比为10的狭缝式接受孔较传统直孔接受孔系统温降系数增加36.7%,总压损失系数增加2.2%。

关键词：径向预旋接受孔共转腔温降系数压力损失