摘要：大涵道比发动机在沙尘环境下工作会吸入大量沙粒和灰尘,对发动机的性能、稳定性等产生不利影响。对大涵道比发动机应对吞砂的设计措施进行分析和研究,在发动机设计之初考虑吞砂需求,对提升发动机抗沙尘能力和环境适应性具有重要意义。大涵道比发动机一般带有增压级设计,而且风扇尺寸大、涵道比高、总压比高、涡轮前温度高。

摘要：根据某核心机驱动风扇级与高压压气机匹配气动布局的特点,建立了匹配状态点关联预估简化方程并发展了匹配性能预估程序。基于两个压缩部件性能试验数据,进行了典型匹配状态涵道比预估及特点分析,研究了等转速下涵道比调节对两个压缩部件工作状态点变化规律以及匹配性能影响。结果表明:(1)涵道比设置不合理将会导致压缩部件发生旋转失速或喘振现象,从而影响两者的匹配工作;(2)随着涵道比增大,核心机驱动风扇级工况点逐渐从近喘点向堵塞点方向偏移,而高压压气机的工况点变化趋势正好相反。核心机驱动风扇级的流量变化范围比高压压气机的窄,这使得匹配总压比-流量特性线更加陡峭;(3)存在最佳匹配涵道比使稳定工作裕度和近失速边界匹配总压比达到最大,并且此时的匹配峰值总效率接近最大匹配峰值总效率;(4)随着匹配转速的提高,典型匹配涵道比呈现逐渐减小趋势,外涵流量在85%换算转速时达到最大,因此在进行外涵流道设计需全面考虑压气机的工作特性。

摘要：为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明:发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。

摘要：为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性,采用数值仿真方法,对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算,并以发动机设计推力进行检验。结果表明:该发动机进行高空模拟试验时,排气扩压器直径应不小于3.5 m,排气扩压器直段长度不小于9.0 m,发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜;发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差,均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大,但巡航点推力变化斜率较大。

摘要：在分析民机大涵道比风扇叶片设计特点及发展趋势的基础上,重点介绍了高负荷高切线速度宽弦风扇转子叶片连接形式的特点,给出不同的风扇叶片连接结构设计方案,并对其优缺点进行了对比分析。

摘要：增加减速比可以实现齿轮驱动风扇的转速变化。降低风扇转子转速,有利于降低风扇噪声和转子结构强度要求。应用一种大弯度低损失扩压叶型,进行大涵道比风扇转子气动设计,以降低风扇转子转速。由于该叶型弯度大,可实现超高载荷;构成的叶栅通道后部呈收敛状,可抑制附面层增厚,降低损失。风扇气动设计采用S1/S2两类流面设计方法,结合多点优化,所设计的超高载荷转子设计点效率为0.9644,级压比达到要求(1.35),级效率为0.9002、级喘振裕度46.19%。

摘要：为了更好地满足巨大的民用飞机市场需求,世界几大民机发动机供应商也投入极大精力研制高性能民用发动机,以迎接新的市场。高效、环保、节能、具有较大发展潜力的大涵道比涡扇发动机是未来民用发动机发展的必然趋势。

摘要：1 引言随着航空发动机技术的飞速发展、市场竞争的日益激烈和环保要求的不断严格,大涵道比涡扇发动机向着费用更低、性能更高和环保更好的方向发展.为此,21世纪,欧盟国家更加重视大涵道比涡扇发动机的技术研究工作,联合实施了高效和环境友好的航空发动机(EEFAE)、大幅度降低飞机噪声对居民区的影响(SILENCE)、电力优化飞机(POA)、环境友好的航空发动机(VITAL)、新型航空发动机方案(NEWAC)等预研计划(如图1所示),开发和验证了更先进常规循环涡扇发动机技术,探索研究了先进循环涡扇发动机技术,以为未来大涵道比涡扇发动机的研制打下坚实的技术基础.

摘要：为了考察中介机匣气动性能水平并验证设计方法,对中介机匣进行了气动性能试验,同时采用NUMECA Fine软件进行了相应的数值模拟。为了准确测量流过中介机匣内涵的气流流量,设计了一种流量测量装置并进行了精度校核,结果表明:测量精度的相对偏差小于1.5%。针对高进口马赫数时在进口平直段上两侧的壁面静压比中间区域小,以及某些涵道比未能调节到目标进口马赫数的情况,进行了相应的数值模拟并提出了解决方案。用单点总压管对内、外涵出口进行了扇面测量,得到了内涵的总性能曲线、总压恢复系数径向变化曲线及内、外涵总压恢复系数云图,并与计算结果进行对比,结果表明:内涵总性能曲线及内、外涵总压恢复系数云图的计算结果与试验结果吻合较好,在设计状态下,内、外涵出口测量截面的总压恢复系数分别为0.992 1、0.986,两数值均高于设计指标,中介机匣具有较好的气动性能。

摘要：为了综合评估配装发动机的涵道比对客机的经济性和环保性的影响,建立了一套包括动力、几何、气动、质量、性能、经济性、噪声、排放分析模型的多学科分析流程.以典型宽体客机为应用算例,分析了不同涵道比(8~14)发动机对宽体客机经济性和环保指标的影响.综合分析结果表明:增大发动机涵道比有利于降低客机噪声和起降循环氮氧化合物污染物的排放;而发动机涵道比为11左右时,客机的现金使用成本最低,航线氮氧化合物污染物排放量最少.