航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法

对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。本研究首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括BPF噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够更优的宽频降噪效果。     

民用航空发动机外涵支板声衬的降噪技术研究

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇外涵支板对风扇转静干涉噪声后传声散射效应的影响,以及外涵支板布置声衬的降噪效果,本文基于有限元方法,首先研究了等截面圆形管道和环形的声传播和远场声辐射特性,并与解析结果进行对比,吻合地较好,表明了该声传播计算方法的可靠性和精度;然后开展对于包含外涵支板的某真实大涵道比涡扇发动机外涵管道的风扇转静干涉噪声后传声分析,最后开展外涵支板声衬的声阻抗优化设计,在约束条件内获得最优声阻抗,研究外涵支板布置声衬对风扇转静干涉噪声后传声的降噪效果。结果表明：有外涵支板的情况下,声波在管道内出现声散射现象,声压幅值较无支板情况明显增大,且在支板附近出现峰值;外涵支板布置声衬后,在最优声阻抗的情况下,单频单模态的降噪量可达22.57dB。     

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究

采用CFD数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机高压涡轮与低压涡轮之间的过渡流道进行了气动性能计算。通过与实验数据的对比,验证了CFD计算模型预测涡轮过渡段气动性能的可靠性以及计算精度。分析了径向偏移较大的涡轮过渡段流动特点和损失机理,为进一步提高过渡段气动性能提供研究方向。高性能大涵道比发动机中,涡轮过渡流道流动机理复杂,设计难度大,其可供挖掘潜力较大。     

民用大涵道比风扇S2 反问题设计

 S2 反问题法是重要的初始设计评估手段。通过选择合理的损失模型并进行验证,得到了适用于大涵道比风扇的S2 反问题评估方法,并系统研究风扇关键几何参数对风扇气动效率的影响规律。结果表明:当进口机匣半径增大到一定程度,增大半径对于风扇效率的改善已不明显;当进口轮毂比大于0.295 时,风扇效率将急剧下降;流道形式采用等外径或近似等外径设计时,风扇具有更高的效率;而风扇出口尺寸的选择除满足流量系数的要求之外,还应考虑与下游部件的匹配,以提高整个压缩系统的效率。     

大涵道比涡扇发动机风扇部件边线噪声预测

随着现代民用航空发动机涵道比的不断增大,风扇噪声在发动机整机噪声中所占比重也越来越突出,因此对适航条件下的风扇噪声进行预测对发动机的降噪设计和飞机噪声适航验证工作具有重要意义。通过对涡扇发动机风扇部件噪声产生机理和影响其传播的环境因素的研究,并结合飞机起飞程序,建立了涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型。通过编程计算后与实测噪声进行数据对比,基于涡扇发动机风扇部件静态噪声预测值进行动态修正后的涡扇发动机风扇部件边线噪声预测模型可以较好地预测实际情况。     

150座级民用飞机新一代先进涡扇发动机技术发展趋势

发动机作为飞机的核心系统,对飞机的安全性、经济性、环保性和舒适性都有着非常重要的影响。通过上述几个方向跟踪研究新一代150座级民机先进发动机技术,不仅对我国民用飞机设计研制具有极其重要的意义,而且也为我国民用发动机的研制提供了参考。     

大涵道比涡扇发动机总体参数优化研究

为了改善传统的设计方法,获得最适当的总体参数,对某大涵道比涡扇发动机进行了优化。综合考虑了性能、结构、排放和噪声等多个学科,引入了总体与部件的协同设计思想;并通过探索总体与部件间的耦合协调机制及数据传递关系,提出了一种典型的优化策略;该策略将高维复杂较大的系统问题转化为3个易于处理的子系统问题。此外,基于Isight软件建立了对应的优化平台。经过15 362 s计算,优化收敛结束,共得到了782个可行解,包括133个Pareto解。表明提出的优化方法具有"先优化后决策"的优点,能够快速有效地得到系统最优解,能够综合考虑性能、结构、排放和噪声等多个学科;能够有效平衡5个冲突的指标,进而得到适当的总体参数。     

涡扇发动机声衬的分段式设计与声模态散射分析

文章针对涡扇发动机声衬开展分段式设计,并对声衬对声模态的散射作用进行了分析。应用有限元求解对流亥姆霍兹方程的方法求解了发动机短舱内的声传播,通过与试验以及Tester等人的数值解对比验证了所应用的数值方法及声模态解耦方法;应用梯度搜索法和遗传算法优化设计了4种声衬的声阻抗,结果表明可以通过长度较短的声衬实现多个目标声模态的降噪并达到降噪指标,轴向分段式相比均布式声衬和周向分布式声衬具有更大的降噪量;文章对还对分段式声衬的声模态散射现象进行了分析,分析了声衬对声波的模态散射。研究结果表明最优声衬产生的反射声功率要大于通过声衬传递的声功率,周向分段的声衬散射形成了更低阶声模态。建议应用轴向分段式声衬降低风扇前传噪声。     

民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入地了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在海平面时尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行马赫数增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11 000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

大涵道比风扇角区失速模化设计及非轴优化

为研究非轴对称端壁造型对大涵道比风扇角区失速流动的改善作用,对某风扇进行了平面叶栅模化设计及非轴对称端壁优化。采用数值模拟方法,以风扇根部叶型为基础进行模化设计;在此基础上,采用两种不同的控制点分布方法对平面叶栅进行非轴对称端壁优化改型。研究结果表明:模化后的平面叶栅角区失速流动及叶片加载特点与风扇原型基本一致;采用自由曲面及类两面角曲面两种非轴造型对平面叶栅角区进行优化,叶栅总压损失系数分别降低了4.57%和5.38%;将流场改善效果较好的类两面角曲面造型应用于风扇原型角区,结果表明该造型使得风扇效率提高了0.441%,角区失速现象也得到了有效的抑制。深入的流场分析表明,类两面角曲面的非轴对称端壁造型,沿流向能有效推迟压气机平面叶栅通道涡向吸力面的发展,沿径向通过使涡结构上移减弱在端壁附近吸力面附面层和通道涡的相互作用;与此同时,对大涵道比风扇原型的角区失速流动也能起到较好控制效果。     

应用于风扇后传噪声的三维降噪声衬优化设计技术

当今大型民机无一例外均采用降噪声衬来满足噪声控制要求.已有的航空发动机降噪工作主要是针对风扇前传噪声进行声衬优化设计且为二维轴对称声衬降噪设计.与风扇前传噪声相比,风扇后传噪声的准确预测是个挑战.基于抛物线近似技术和Kriging代理模型技术,提出了风扇后传噪声三维降噪声衬设计方法和流程.首先基于线化欧拉方程,推导了其...     

引气系数变化对涡扇发动机动态性能影响的数值模拟

采用变比热法及考虑部件的容积效应建立了涡扇发动机的动态仿真模型,模拟计算引气系数改变时对发动机动态过程的影响,结果表明引气系数变化会引起发动机性能参数的变化,引气系数增大会降低风扇的喘振裕度,增大高压压气机的喘振裕度。     

展弦比对某跨音速风扇性能影响的数值研究(英文)

使用数值模拟方法,对比研究了三个采用不同大小动叶展弦比设计得到的高负荷跨音速风扇的性能.设计方案选择的动叶展弦比分别为0.937,0.871,0.804.计算结果表明,动叶展弦比大小对风扇性能影响显著.采用较大展弦比设计的风扇具有更宽广的流量范围,但是最高效率点偏低,而且总压比范围较小.通过流场分析揭示了转子展弦比的变化会影响到气动负荷在叶展方向的分布规律.使用较大展弦比设计时,动叶顶部激波损失增加,通流能力下降.     

涡轮过渡流道性能分析的一维模型及其参数化研究

基于Aungier的环形扩压器性能分析模型,发展了大涵道比高低压涡轮间过渡流道的一维性能分析方法,并与等角直壁环形扩压器的试验数据进行了比较和验证。在此基础上,应用所发展方法以某涡轮过渡流道为算例,对模型进行了参数化研究,分别分析了涡轮过渡流道中线形式、进口Ma、进口堵塞和进口预旋等因素对涡轮过渡流道压力恢复、损失以及堵塞发展等的影响规律,得出了具有实际指导意义的结论。     

基于正交试验设计的内燃机气缸套预紧工况变形研究

利用正交试验设计方法考察设计因素对气缸套变形的影响趋势和相互关系.选取凸缘锥角、预紧力和接触面上的摩擦系数作为考察因素,建立了气缸套和机体的组合有限元模型,基于正交试验设计方法设计了16组计算方案,计算出气缸套的位移和应力结果.根据计算结果分析了以上3个因素对气缸套预紧变形的影响,给出了各因素间精确的量化关系.结果表明:以降低气缸套最大拉、压应力为优化目标时,降低预紧力是最重要的优化目标,其次是适当增加缸套凸缘锥角,降低表面摩擦系数效果最不明显.