摘要：航空发动机装配过程中,需要对发动机转子进行平衡,且通常采用平衡块调整法对转子不平衡量进行修正。由于设计阶段平衡块的安装位置固定,平衡机输出的位置可能偏离平衡块安装位置,因此在安装平衡块的过程中需要经过多次尝试,导致平衡块的安装效率低、精度低。利用Matlab软件对平衡配重时平衡块数量、质量及安装位置进行遍历式计算,得到最终不平衡量的最优解,保证平衡块安装时的精确定位,提高转子平衡的精度和效率。

摘要：多级刷式密封级间压降分配直接影响刷式密封的封严特性和使用寿命,现有多级刷式密封结构存在各级压降不均衡导致密封提前失效的问题。本文建立多级刷式密封三维实体流固耦合求解模型,设计搭建多级刷式密封实验装置,在数值计算与实验测试结果相互验证的基础上,研究了工况参数与结构参数对多级刷式密封级间压降分配的影响规律,揭示了多级刷式密封级间压降不均衡性的产生机理。研究结果表明:在本文研究工况下,相同结构的两级刷式密封各级压降占比分别为32%~35%和65%~68%,三级刷式密封各级压降占比分别为21%~27%、27%~32%、41%~52%,多级刷式密封各级承担压降逐级增大,进出口压比对级间压降分配影响不大;增大刷丝束与转子表面间径向间隙、刷丝之间间隙以及后挡板高度均可改善各级压降分配,同时也会增加泄漏量;影响多级刷式密封级间压降均衡性的主要原因是逐级不均匀增大的体积流量,各级压降随体积流量逐级不均匀的增加而增大;增大下游级流道截面积可有效降低体积流量,平衡多级刷式密封各级压降。本文研究结果为多级刷式密封结构设计提供了理论依据。

摘要：刷式密封刷丝运动变形引起的泄漏损失、刷丝断裂等问题较为突出。本文分析刷式密封刷丝运动变形理论模型,设计搭建刷式密封刷丝变形与振动特性观测实验装置,设计加工了3种周向倾角的低滞后型刷式密封实验件,实验观测并研究刷式密封刷丝轴向变形特性,刷丝吹下效应、刷丝分层和刷丝振动特性,揭示刷式密封刷丝运动状态。研究结果表明,在进出口压比1.5~4工况下,刷式密封刷丝自由端轴向变形量随着压比的增大而近似线性增加,周向倾角对刷丝轴向变形影响不大。刷式密封前排刷丝吹下效应明显强于后排刷丝,随着周向倾角的增大,刷式密封刷丝吹下效应逐渐减弱,在本文研究工况下,周向倾角为50°、55°和60°的刷式密封刷丝最大吹下量分别为0.60、0.45和0.34mm。刷式密封刷丝产生分层现象的主要原因是在气流力的作用下,刷丝束轴向产生变形,刷丝束自由端在不相等的转子表面轴向摩擦力作用下,刷丝束进一步产生不同步的变形量,导致刷丝束出现间隙进而形成刷丝分层现象。刷丝振动主要发生在刷丝密度相对松散的区域,且随着压比的增大而增强,刷丝自由端位移随时间呈振荡变化,其在轴向的振幅大于周向的振幅。

摘要：刷式密封刷丝接触变形引起的泄漏损失、刷丝断裂等问题较为突出,现有刷式密封流固耦合方法存在因刷丝接触引起网格畸变而难以计算的问题。提出基于ALE(Arbitrary Lagrange-Euler)流固耦合方法建立刷式密封刷丝接触变形特性三维瞬态求解模型,设计搭建刷式密封刷丝接触变形观测试验装置,设计加工基本型和有/无压力腔低滞后型共三种刷式密封试验件,在理论计算与试验测试结果相互对比验证的基础上,系统研究压比和刷式密封结构对刷丝接触变形和接触应力的影响,基于接触摩擦力量化分析比较三种刷式密封的滞后效应。研究结果表明,ALE流固耦合方法解决了传统刷式密封数值方法难以计算的问题,可准确计算刷式密封的流场特性与刷丝接触变形特性;在所研究工况下,无压力腔低滞后型刷式密封泄漏量和刷丝轴向变形量最大,其刷丝固定端接触应力也最大,基本型刷式密封泄漏量和刷丝轴向变形量最小但产生的滞后效应最强,有压力腔低滞后型刷式密封可以减弱刷丝变形和滞后效应,但末排刷丝与后挡板的接触应力最大,该位置易发生因应力集中而导致刷丝断裂。

摘要：为降低航空发动机和地面燃机碳排放和NOx,提出一种多射流布局的氢燃料微尺度非预混燃烧室头部结构。为获得微尺度非预混燃烧组织机理,以及关键设计参数对燃烧性能的影响,采用k-ωSST(剪切应力输运)和FGM(火焰面生成流行)方法中的扩散火焰方法,通过9种组分共26步反应开展数值仿真模拟,对动量通量比、当量比、空气和氢气的导流板高度进行敏感性分析,探究氢气与空气的混合特性、火焰结构、温度分布、NOx排放的影响因素。对比分析了传统航空煤油与氢气NOx排放。结果表明:减小动量通量比有利于缩短火焰长度,可降低169.6%的NOx;存在一个空气导流板高度的临界值,使得NOx最高,在15%含氧量条件下NOx的体积分数为5×10^(-6);氢气导流板高度由3 mm增加为11 mm,NOx减少75.9%。与传统煤油相比,最优结构参数组合方案可进一步降低85.7%的NOx。

摘要：为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型.气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的.通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性.采用响应面法分析了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对航空发动机进气温度的影响,建立了四因素三水平响应面法.结果表明:发动机进气空气温度的降温比为3.67%~26.02%.建立了基于多元回归方法的可视化非线性多变量设计优化方程,得到了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对进气冷却效果的影响.当水气比为0.08、液滴尺寸为10.47 µm、喷射速度为39.52m/s、喷嘴锥角为24.79°时,发动机最低预压缩冷却段温度为449.60 K.

摘要：理论分析了多级刷式密封级间流动传热特性,设计加工了提高后挡板高度、减少刷丝束厚度两种各级差异化结构多级刷式密封实验件,在高温静态、常温动态及高温动态工况下,实验研究了其泄漏特性、级间温度分布特性。建立了三维实体多级刷式密封流动传热特性求解模型,数值与实验对比验证,研究了工况参数对两种各级差异化结构及各级相同结构多级刷式密封级间流动传热特性的影响规律。研究表明:提高后挡板高度与减少刷丝束厚度两种各级差异化结构多级刷式密封,各级间温度在高温静态与高温动态工况下随上下游压差的升高而增大,在常温动态工况下随上下游压差的升高而减小,高温动态工况下各级间温度整体上大于高温静态工况,泄漏量整体上小于高温静态工况。3种结构多级刷式密封第二级间温度均高于第一级间温度,各级相同结构各级间温度最高,减少刷丝束厚度结构最低,各级相同结构末级刷丝束上下游压差最大,压降分配均衡性最差。提高后挡板高度结构泄漏量最高,减少刷丝束厚度结构次之,各级相同结构最低。

摘要：航空发动机燃烧室具有内部结构复杂、燃烧组织多样、物理化学过程多变的特点。数值仿真技术的工程应用可有效缩短燃烧室的研制周期,减少试验数量和设计风险,备受研究人员重视。该文依据航空发动机燃烧室工程应用仿真需求,通过分析燃烧室典型仿真的特点和难点设计了一套数据结构合理、流程架构可拓展性高的软件框架,针对性开发集成了10类具备高精度优势的雾化、蒸发和湍流燃烧模型,研制出一套具有完全自主知识产权、可高效运行于现代主流高性能计算机之上的并行自适应非结构网格的燃烧室两相湍流燃烧数值仿真软件。典型工程全环主燃烧室和加力燃烧室上亿网格规模算例和工况的测试结果表明:燃烧数值仿真软件的两相湍流燃烧耦合仿真功能、精度和并行效率基本满足航空发动机燃烧室工程实用要求。

摘要：收口自锁螺母的抗振防松性能明显优于普通螺母,被广泛应用于航空发动机连接结构中。但收口自锁螺母的形状复杂,难以对其准确建模,缺少其仿真相关的研究。首先推导了自锁螺母收口区螺纹表达式,并结合标准螺栓模型生成方法,建立了自锁螺母的高保真模型;然后,仿真分析了自锁螺母收口区厚度、收口量、收口区长度等结构参数和初始预紧力、激励载荷幅值、接触面摩擦系数等载荷参数对自锁螺栓母连接结构松动特性的影响规律;最后,开展收口自锁螺母松动特性试验。结果表明,结构参数的增加均使残余预紧力增大,且分别能增大12.2%,11.4%和7.7%;初始预紧力和接触面摩擦系数会使残余预紧力增大,且分别能增大37.1%和6.9%,而激励载荷幅值的增加会降低残余预紧力;当初始预紧力和激励载荷幅值改变时,对应的仿真平均误差分别为3.79%和3.55%。以上结果证明了本该高保真建模方法的准确性,为收口自锁螺母的仿真研究和自锁机理探索奠定了基础,同时也能对螺母的结构优化和工程应用提供指导。

摘要：氢燃料在航空发动机、空天推进系统和地面燃气轮机等领域的应用可以实现零碳排放,对于缓解全球气候变化和保护环境具有重要意义。但氢燃烧应用仍面临着许多技术挑战,若在传统燃烧室中燃烧氢气将面临回火和氮氧化物排放高的风险,需要探索新的氢燃烧技术和污染物控制措施,以满足氢能迫切发展的需要。微混燃烧技术通过成百上千个微通道结合氢气微喷射,使空气和氢气快速掺混,形成微小尺度火焰,缩短氮气在高温区的驻留时间到毫秒等级,可大幅度降低氮氧化物生成。本文回顾了氢燃料在燃气涡轮发动机中的应用发展历史,梳理了氢气特点、NO_(x)生成机理、微混燃烧原理、预混燃烧和扩散燃烧的掺混方式和头部结构特点,总结了国内外关于氢燃烧仿真和试验,以及热声不稳定问题的研究进展,讨论了微混燃烧室关键参数对气动热力过程和NO_(x)生成的影响,归纳了NO_(x)控制措施,为氢燃烧室工程设计提供理论和试验参考,并对氢燃烧技术未来的发展进行了展望。