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航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

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航空动力学报 2022年第5期37卷 964-979页

作者：黄江博廖明夫雷新亮李明周旋西北工业大学能源与动力学院西安710129 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

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可... 详细信息

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。

关键词：可容度评价函数低压转子系统可容模态动力学设计实验验证

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带支板轴对称弯曲管道的流动特性

航空动力学报 2016年第5期31卷 1252-1259页

作者：卜焕先谭慧俊何小明安利平黄萍南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院成都610100

以一种带支板的轴对称弯曲管道为研究对象,通过试验与仿真手段,获得了有无支板时的内部流场特性,并探讨了尾迹流特性以及出口马赫数的影响规律.研究结果表明:试验数据与仿真结果在趋势和数值上均吻合良好.气流在弯曲管道中先减速后加速... 详细信息

以一种带支板的轴对称弯曲管道为研究对象,通过试验与仿真手段,获得了有无支板时的内部流场特性,并探讨了尾迹流特性以及出口马赫数的影响规律.研究结果表明:试验数据与仿真结果在趋势和数值上均吻合良好.气流在弯曲管道中先减速后加速,并在"一弯"中心体侧和"二弯"外罩侧附近形成局部低压区;支板对弯曲管道的内部流动结构影响显著,诱导了尾迹流和旋涡的形成,尾迹区附近不同径向位置处的总压分布规律呈现明显差异;此外,随出口马赫数的增大,弯曲管道壁面沿程静压和出口总压恢复系数均降低,而"一弯"和"二弯"处的逆压力梯度增大,故发生边界层分离的风险性增大.

关键词：轴对称弯曲管道支板尾迹旋涡

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双U形管束换热器压降和热效率模型实验

航空动力学报 2015年第11期30卷 2592-2599页

作者：刘喜岳张靖周李刚团康涌南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院成都610500

在低速风洞上实验研究了双U形管束换热器压降特性以及热效率,着重对比了U形管截面形状和换热器安装角的影响.结果表明:在相同的U形管管内平均速度下,椭圆管换热器的管内压降高于圆管换热器,在较高的管内平均速度下两者的差异更为明显;... 详细信息

在低速风洞上实验研究了双U形管束换热器压降特性以及热效率,着重对比了U形管截面形状和换热器安装角的影响.结果表明:在相同的U形管管内平均速度下,椭圆管换热器的管内压降高于圆管换热器,在较高的管内平均速度下两者的差异更为明显;对于外部流动,换热器安装角增大所诱导的外部流动压降显著增加,在较小的换热器安装角下,椭圆管换热器的管外压降略大于圆管换热器,而在较大的换热器安装角下,椭圆管换热器的管外压降则显著低于圆管换热器;安装角为30°的换热器传热系数较安装角为10°时可以提高约50%,在密流比为0.4时,椭圆管换热器的热效率相对于圆管换热器约有6%的增加.

关键词： U形管束换热器安装角管截面形状压降热效率

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涡扇发动机进口畸变条件下的优化控制规律

航空动力学报 2015年第3期30卷 746-753页

作者：吴斌黄金泉叶巍王克宏南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院成都610500

提出了一种满足涡扇发动机不同进口畸变要求的控制规律.在涡扇发动机低进口畸变条件下通过提高增压比来提高性能,在高进口畸变条件下降低增压比并辅助导叶角调节以提高发动机裕度.根据不同的进口畸变条件下的裕度要求,提出了带边界缓冲... 详细信息

提出了一种满足涡扇发动机不同进口畸变要求的控制规律.在涡扇发动机低进口畸变条件下通过提高增压比来提高性能,在高进口畸变条件下降低增压比并辅助导叶角调节以提高发动机裕度.根据不同的进口畸变条件下的裕度要求,提出了带边界缓冲区的差分进化算法(DEBZ),在包线内优化获取发动机增压比及导叶角控制规律.结合模型、控制器和控制规律完成涡扇发动机全包线仿真.仿真结果表明:采用该控制规律在畸变指数为2的条件下,涡扇发动机推力性能能够提高8%以上,而在畸变指数为8的条件下,涡扇发动机的可用裕度可以满足稳定要求,同时推力性能能够提高1%以上.

关键词：涡扇发动机裕度进口畸变差分进化边界缓冲区控制规律

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气膜孔内局部堵塞对气膜冷却特性的影响

航空动力学报 2014年第6期29卷 1330-1338页

作者：黄珂楠张靖周郭文南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院成都610500

在吹风比为0.3-1.5,堵塞比为0.1-0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明：气膜孔出... 详细信息

在吹风比为0.3-1.5,堵塞比为0.1-0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明：气膜孔出口端前缘的局部堵塞有利于抑制肾形涡,对气膜孔下游的绝热气膜冷却效率有改善作用,并且随着堵塞比和吹风比的增加,对冷却效果的改善越为明显.而在气膜孔出口端尾缘或侧边的堵塞则在较大的堵塞比下削弱气膜冷却效果.相对于气膜孔出气端的局部堵塞,在气膜孔进气端和中部的堵塞对绝热气膜冷却效率的影响要微弱得多.

关键词：气膜冷却堵塞气膜孔绝热气膜冷却效率流场

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一种新型氩弧焊机控制设备

航空工艺技术 1989年第2期 43-44页

作者：任更生成都发动机公司工艺研究所

为对磁放大器式硅整流焊接电源进行改造,减小引弧冲击,降低下限电流值,可在焊接主回路中并或串联电阻,或用简单的RC充放电电路作电流衰减控制,也有对电源本身作较大改动的。近年来,还有不少厂家采用控制箱与焊接电源配合使用。纵观这些... 详细信息

为对磁放大器式硅整流焊接电源进行改造,减小引弧冲击,降低下限电流值,可在焊接主回路中并或串联电阻,或用简单的RC充放电电路作电流衰减控制,也有对电源本身作较大改动的。近年来,还有不少厂家采用控制箱与焊接电源配合使用。纵观这些方法,有的浪费电能,有的改造工作量大,有的虽能满足一些基本要求,但控制还欠精确,功能单一,与国外相比差距较大。为了满足航空工业的需要,我们研制了WSM型氩弧焊机控制箱,并于1987年通过部级鉴定。

关键词：控制箱磁放大器变压器肘间外特性曲线转换程序电流控制器弧焊机焊接电源 WSM 计数器记录仪转换器变换器仪表调节范围

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高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验

航空动力学报 2016年第7期31卷 1591-1601页

作者：徐逸钧毛军逵王鹏飞曾军王代军郭文南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院成都610500

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获... 详细信息

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.

关键词：主动间隙控制高压涡轮可控热变形机匣换热特性热响应

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阿依-24型发动机前轴承失效分析

理化检验（物理分册） 1991年第3期27卷 56-58页

作者：肖德生刘仲文阙书田周成民航成都飞机维修工程公司航空航天部成都发动机公司

对阿依-24型发动机前轴承在非缺油情况下的失效进行了分析。结果表明,轴承装配后其内环滚道面的椭圆度过大,使轴承在运转时局部游隙过小,摩擦增大;并且由于轴颈与内环的实际配合间隙过大,造成两者的相对滑动磨擦。这两个因素的共同作用... 详细信息

对阿依-24型发动机前轴承在非缺油情况下的失效进行了分析。结果表明,轴承装配后其内环滚道面的椭圆度过大,使轴承在运转时局部游隙过小,摩擦增大;并且由于轴颈与内环的实际配合间隙过大,造成两者的相对滑动磨擦。这两个因素的共同作用,导致了轴承的最终失效。

关键词：发动机轴承失效

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

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航空动力学报 2020年第6期35卷 1169-1175页

作者：张部声祝济之史剑陈官峰米春虎崔修斌天津航天瑞莱科技有限公司天津300462 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

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利... 详细信息

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。

关键词：发动机叶片高温高周振动疲劳疲劳极限寿命曲线发动机零部件