航空发动机燃烧室模型热声耦合研究

航空发动机燃烧室模型热声耦合研究

摘要航空发动机燃烧室为了降低的排放,采用较长结构的燃烧室,这种燃烧室虽然降低了的排放,同时使燃烧室产生了燃烧噪声。长时间高声级的压力脉动引起结构振动与疲劳,影响燃烧室的使用寿命,同时声压力对燃烧产生影响,造成燃烧不稳定。研究航空发动机燃烧室模型热声耦合现象,介绍模型建立依据,通过FLUENT对燃烧产生的温度场和声压力场分析燃烧室热声耦合关系。分析结果对研究设备热声耦合有借鉴性。分析结果可应用于实际航空发动机燃烧室和地面燃气轮机中。

关键词热声耦合;燃烧不稳定;热噪声

0 引言

航空涡轮发动机燃烧噪声早在70年代开始研究,但是热声耦合研究是一个复杂的过程,很难找出热声耦合之间的必然规律。本文尝试结合试验模型,使用FLUENT分析燃烧过程产生声压力情况。结合燃烧温度场,寻找热声之间耦合关系。热声耦合的研究为燃烧噪声及声弹耦合研究打下基础。

1 热声耦合现象

燃烧是指燃料的氧化作用。燃烧并不是稳定的,燃烧速度不断的改变,产生脉动现象,脉动产生一个声速度源,在燃烧室里产生声域(通常叫做燃烧噪声)。燃烧放热速率有一个微小的变化,这个微小的变化会产生声压扰动。声在燃烧室内传播,遇到壁面或不同介质返回,反过来又影响燃料供应速度,使燃烧放热速度变化。这样燃烧放热和压力波动就互相影响,当相位恰当时能互相激励,构成正反馈回路。系统趋于不稳定,微小的扰动将在短时间内被放大,随后在非线性因素作用下建立起一定幅值和频率的振荡。这样使燃烧热和声压力二者之间形成耦合,即热声耦合现象。

2 模型建立

燃烧室模型的建立是依据我院航空发动机燃烧室模型热声固耦合试验装置的实际尺寸制定的,通过有限元的分析结果与试验测量结果进行比对,验证软件分析的正确性。试验装置整体结构如图1所示。试验装置主要由三部分组成,燃烧部分、结构段部分、水冷却部分,燃烧室尺寸为边长150mm矩形结构,燃烧室的长度2.2m。试验装置设有内外两层结构,内层燃烧空间,中间夹层作为冷却。本文主要研究燃烧室的燃烧现象和燃烧产生声压力的情况。燃烧室模型建模很简单不再列出图形。

3 模型分析

根据所给模型的尺寸进行建模,设计为预混燃烧,燃烧天然气,预混温度300,

ANSYS Example07热-结构耦合分析算例 (ANSYS)

07 热－结构耦合分析算例(ANSYS) 在土木工程结构中，温度应力在很多情况下对结构的影响很大。很多时候需要先对结构进行热传导分析，得到结构内部的温度应力分布，再进行结构分析，得到由于温度产生的结构内力。ANSYS提供了很方便的热分析－结构分析切换工具，本节将以一个圆环的热应力分析为例，介绍ANSYS提供的相关功能。 (1)首先进行热分析，进入ANSYS主菜单Preprocessor->Element Type->Add/Edit/Delete， 选择添加单元为Quad 4 node 55 号热分析单元 (2)进入ANSYS主菜单Preprocessor->Material Props->Material Models，添加热传导速率 参数Thermal->Conductivity->Isotropic，设定热传导速率为0.07。添加力学属性Structural->Linear->Elastic->Isotropic，设定弹性模量为30e9，泊松比为0.2。添加热膨胀系数Structural->Thermal Expansion->Secant Coefficient->Isotropic，设定热膨胀系数为1e-5。 (1)开始建立模型。还是按照ANSYS标准的点、线、面、体建立模型。首先建立关键点。 在ANSYS主菜单Preprocessor->Modeling->Create->Keypoints->In Active CS，输入以下关键点信息 (2)下面开始建立弧线。在ANSYS主菜单Preprocessor-> Modeling-> Create-> Lines-> Arcs-> By End KPs&Rad，首先点选关键点2和3，然后点选中心点1，最后输入半径为5，生成第一个圆弧。接着点选关键点4和5，然后点选中心点，输入半径8。生成第二个圆弧 (3)在ANSYS主菜单Preprocessor->Modeling->Create->Lines->Straight Line，连接关键 点2，4和3，5。组成圆环轮廓 (4)在ANSYS主菜单Preprocessor->Modeling->Create->Arbitrary->By Lines，点选圆环周 边轮廓线，生成圆环面。 (5)下面划分网格，由于本模型只有一种单元一种材料，所以不必复杂的设置属性。进入

航空发动机复杂零部件的新型测量技术

航空发动机复杂零部件的新型测量技术 发布时间：2014-6-30 13:37:51 近几年来，航空市场发展迅猛,国内的航空发动机制造技术也正加速发展。在技术提升的过程中，航空发动机从研发到制造，对计量和测量的需求都非常迫切。在新型号研制过程中，设计部门希望获得准确的测量数据，用于设计验证；制造部门需要更加高效地完成测量工作，提升合格率并控制制造成本。目前，国内对高精度测量设备的投入和对新型测量技术的采用程度，与国外先进企业的水平还有一定的差距。 航空发动机的零部件种类多、结构复杂，进而带来了复杂的测量任务。以整体叶盘为例，目前测量编程仍然是一个很大挑战，在现有的技术平台上，测量过程既要根据叶盘的整体结构设计测量路线，还要根据叶片型线考虑扫描过程控制。因此，测量设备本身的效率和精度的提升是必然的，同时，在设备的附属工具、测量软件、探测技术等方面寻找新的突破点，提升复杂零部件的测量效率和测量效果，也成为新型测量技术的发展趋势。 全球对航空发动机的性能追求从未停歇，对航空发动机零部件的要求也日益提高。海克斯康最新研发的Leitz三坐标测量机扫描技术、HP-O非接触测量和I++ Simulator模拟软件等，为解决航空发动机复杂零部件的测量难题，提出了新的手段和方法。 基于航空发动机复杂零部件的制造发展和质控需求，本文将介绍海克斯康计量新近推出的典型测量技术，包括高效率精密扫描技术、复合式高效高精密探测技术和提高测量机有效工时的仿真模拟软件技术等。 Leitz高精密高速扫描技术 触发式模拟扫描技术已经成为发动机精密零部件测量的主要探测方式，该技术能高速提供密集点云，实现几何量形状和位置的精密判定，但是，复杂曲面曲线的高密度扫描，需要设备能够实时根据曲率变化给出智能的调整，以期平衡点密度和效率的同时获取最精确的结果。Leitz最新的扫描技术，借助最先进的控制技术，控制系统根据机器特性和工件扫描状态，判断和调整扫描过程。多样的扫描形式和控制形式的实现，使三坐标测量机的扫描能力显著提升，面对复杂专业的测量任务更加得心应手。 1VHSS 扫描技术：可变速扫描 能快则快，当慢则慢。依据曲面曲率，在已知几何特征上实时连续调整测量速度。在此之前的扫描技术，需要人为编程控制机器扫描的速度，速度的设定，需要考虑机器性能、工件特点、效率要求等多种因素，对编程者的挑战是：想达到最佳的效率，要么具备经验，要么从此任务中开始积累经验。VHSS扫描则无关乎具体使用者的经验，机器根据自身的性能特点和待检测曲面的数据，自动优化扫描过程的速度，编程者直接得到最佳的测量效率。 在进行复杂零部件的扫描时，比如航空发动机叶片，传统的扫描方法需要手动调整速度，以避免探针和工件表面“失联”。采用来自Leitz Pathfinder的VHSS技术，机器可以在已知几何量情况下进行持续的调整，实时调整扫描。平直的部位扫描速度快，前尾缘附

航空发动机燃烧室参数化建模

0引言 随着航空发动机性能的不断提高，对燃烧室的要求愈加苛刻，传统设计方法很难满足现代航空发动机燃烧室的设计要求，迫切需要引入现代设计方法，以实现更成功的设计并缩短设计周期，设计-分析一体化(CAD-CAE)方法应运而生。该方法的一般策略是：采用通用造型软件（如UG 、CATIA 等）进行实体建模，导出1个中间通用格式(STEP,IGES 等)的文件，然后再用网格划分软件（如ICEM 、GAMBIT 等）读取前面所建合适的实体模型文件进行网格划分，或者直接在上述带有造型功能的网格划分软件中进行实体建模和网格划分工作，做完所有的前处理后再用CFD 软件进行流场计算。 本文针对航空发动机燃烧室开发了专用的CFD 前处理软件。 1CFD 前处理的意义 在CAD-CAE 设计方法中，实体建模和网格生成要占CFD 分析中人工时间的80%[1]，而且专业性很强，即实体建模和网格划分成为CAD-CAE 现代设计方法中的1个瓶颈。这个问题由Samareh [2]正式提出，剑桥大学CFD 实验室的W.N.Dawes 等针对这一问题，提出通过修改不良几何形面以满足网格自动生成所需条件，并且开发了一些半自动的工具[3]，但仍需较多依赖实践经验，其研究主要针对通用的CAD 模型，希望能够找到1种CAD 模型快速转换到网格的通用方法，难度相当大。出于工程应用考虑，一些科研人员改变策略，针对某一特定模型开发出专用的CFD 前处理工具。例如李中云等人开发了风机的参数化建模-网格组合的专用模块，将参数化设计系统与GAM BIT 捆绑起来，用户输入模型结构参数后，程序 航空发动机燃烧室参数化建模 石梦华，赵坚行，颜应文，徐 榕 （南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016） 摘要：实体建模和网格生成在ＣＦＤ中占重要地位。针对航空发动机燃烧室开发了专用的ＣＦＤ前处理软件，主要包括参数化的燃烧室３维建模程序，提供从构建模型到生成网格的有效途径，可快速完成燃烧室ＣＦＤ的前处理工作，从而有效提高燃烧室的设计效率，缩短研制周期。此外，还利用ＵＧ２次开发语言ＵＧ／ＯｐｅｎＧＲＩＰ编制了数据转换程序，实现了本参数化设计软件和其他ＣＡＤ软件（ＵＧ）的数据共享。 关键词：航空发动机；燃烧室；参数化设计；实体建模；ＣＦＤ Aeroengine Combustor Parametric Modeling SHI Meng-hua,ZHAO Jian-xing,YAN Ying-wen,XU Rong (School of Power and Energy,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016,China) Abstract:Solid modeling and grid generation played an important role in CFD.The dedicated CFD preprocessor for aeroengine combustor was developed,including three dimensional modeling software of parametric processor to provide the efficient paths from modeling to grid generation,which could finish the preprocessing of CFD quickly.This preprocessor was able to achieve the goal of product quality improvement,design cost reduction and development time dramatic reduction.In addition,a data conversion program based on UG /Open GRIP language was developed,which was able to share and exchange data between this parametric design software and other CAD software (UG). Key words:aeroengine;combustor;parametric modeling;solid modeling;CFD 第37卷第5期2011年10月 Vol.37No.5Oct.2011 航空发动机 Aeroengine 石梦华（1985），男，在读硕士研究 生，研究方向为航空发动机燃烧室数值仿真。 收稿日期：2011-03- 11

航空发动机燃烧室调研报告

航空发动机燃烧室调研报告 一、航空发动机的分类 有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。

二、航空发动机结构见图 燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。 图中站位6就是涡轮。 关于材料： 镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。 定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。 航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋流器（Swirler），头部端壁（Dome），火焰筒（Liner）。火焰筒上开有各种孔，主燃孔，掺混孔，气膜冷却孔。

下面分别介绍各部分的主要功能。 （1）扩压器：降低压气机出口流速，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧；（2）机匣：用于安装火焰筒，连接发动机压气机部分和涡轮、加力燃烧室部分，是承力件； （3）喷嘴：用于燃油雾化； （4）旋流器：使气流旋转，产生回流区，稳定燃烧过程； 注：目前发展趋势为，将上述二者结合，称之为空气雾化喷嘴； （5）帽罩：使空气按照环腔、头部所需量分股时，流动不发生分离，减小流动损失；

第19章热-结构耦合分析

第19章热－结构耦合分析 热－结构耦合问题是结构分析中通常遇到的一类耦合分析问题。由于结构温度场的分布不均会引起结构的热应力，或者结构部件在高温环境中工作，材料受到温度的影响会发生性能的改变，这些都是进行结构分析时需要考虑的因素。为此需要先进行相应的热分析，然后在进行结构分析。热分析用于计算一个系统或部件的温度分布及其它热物理参数，如热量的获取或损失、热梯度、热流密度（热通量）等。本章主要介绍在ANSYS中进行稳态、瞬态热分析的基本过程，并讲解如何完整的进行热－结构耦合分析。 19.1 热－结构耦合分析简介 热－结构耦合分析是指求解温度场对结构中应力、应变和位移等物理量影响的分析类型。对于热－结构耦合分析，在ANSYS中通常采用顺序耦合分析方法，即先进行热分析求得结构中的温度场，然后再进行结构分析，且将前面得到的温度场作为体载荷加到结构中，求解结构的应力分布。为此，我们需要先了解热分析的基本知识，然后在学习耦合分析方法。 19.1.1 热分析基本知识 ANSYS热分析基于能量守恒原理的热平衡方程，用有限元法计算各节点的温度，并导出其它热物理参数。ANSYS热分析包括热传导、热对流及热辐射三种热传递方式。此外，还可以分析相变、有内热源、接触热阻等问题。 热传导可以定义为完全接触的两个物体之间或一个物体的不同部分之间由于温度梯度而引起的内能的交换。热对流是指固体的表面与它周围接触的流体之间，由于温差的存在引起的热量的交换。热辐射指物体发射电磁能，并被其它物体吸收转变为热的热量交换过程。 如果系统的净热流率为０，即流入系统的热量加上系统自身产生的热量等于流出系统的热量：q流入+q生成-q流出=0，则系统处于热稳态。在稳态热分析中任一节点的温度不随时间变化。 瞬态传热过程是指一个系统的加热或冷却过程。在这个过程中系统的温度、热流率、热边界条件以及系统内能随时间都有明显变化。

航空发动机总资料

第一章概论 航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3 空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4 燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。 由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5 航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9 喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机 1.0kg（daN·h)-1下降到0.55kg(daN·h)-1，噪声下降20dB,NO X下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达

火箭发动机燃烧室壳体成形工艺设计

录 1 绪论 (1) 1.1 课题研究的意义和目的 (1) 1.1.1 技术上 (2) 1.1.2 经济上 (2) 1.2 国内的现状和发展趋势 (3) 1.2.1 国内冲压模具发展现状 (3) 1.2.2 冲压模具制造技术发展趋势 (4) 2 工艺方案设计 (7) 2.1 零件工艺性分析 (7) 2.2 工艺计算 (7) 2.2.1 计算毛坯直径D (7) 2.2.2 拉深工艺系数的确定和拉深次数的确定 (8) 2.2.3 选取各次半成品底部的圆角半径和各次拉深的高度 (8) 2.3 确定工艺方案 (9) 3 模具设计 (12) 3.1 冲裁模设计 (12) 3.1.1 冲裁模具结构形式 (12) 3.1.2 模具设计计算 (12) 3.2 首次拉深模设计 (16) 3.2.1 拉深模工作部分尺寸确定 (16) 3.2.2 计算压边力、拉深力 (17) 3.2.3 模具的总体设计 (18) 3.3 二次拉深模设计 (19) 3.3.1拉深模工作部分尺寸确定 (19) 3.3.2 计算压边力、拉深力 (19) 3.3.3 模具的总体设计 (20) 4 冲压工艺规程设计 (22) 4.1 冲压工艺规程制定步骤 (22)

4.2 该零件冲压工艺的难点 (22) 4.3 冲压工艺规程方案的确定 (23) 5 模具主要零件的工艺设计 (24) 5.1 机械制造工艺设计的一般性原则： (24) 5.1.1 零件的工艺分析：结构分析与技术要求分析 (24) 5.1.2 毛坯选择 (24) 5.1.3 基准选择 (24) 5.1.4 拟定工艺路线 (24) 5.1.5 机床和工艺装备的确定 (25) 5.1.6 工序及加工余量的确定 (25) 5.1.7 工序尺寸和公差的确定 (25) 5.1.8 切削参数的计算确定 (25) 5.1.9 工艺文件的编制 (25) 5.2 首次拉深模凹模加工工艺设计 (26) 5.2.1 零件分析 (26) 5.2.2 选择毛坯 (27) 5.2.3 工艺规程设计 (28) 5.2.4 工艺卡片的填写 (32) 6 结论 (33) 参考文献 (34) 致谢 (35) 1 绪论 1.1 课题研究的意义和目的 火箭发动机，是指由飞行器自带推进剂（燃料和氧化剂）不依赖外界空气的喷气发动机[1]。 火箭发动机主要由燃烧室、燃气发生剂、点火装置及燃气喷嘴组成。其中火箭发动机燃烧室是用来贮存固体推进剂装药并在其中燃烧的部件。由筒体壳体、两端封头壳体及绝热层组成。燃烧室是火箭发动机的重要组成部件，同时也是弹体结构的组成部分，装药在其内燃烧，将化学能转换成热能。燃烧室承受着高温高压燃气的作用，还承受飞行时复杂的外力及环境载荷[2][3]。

CFM56-7B飞机发动机部件位置及功能

第70-80章： 发动机系统 名称 反推控制手柄 启动电门 发动机启动电门， 发动机点火选择电门 发动机附件装置(EAU)位置 中央操作台、推力手柄上 驾驶舱P5面板上 驾驶舱P5前顶板 在电气设备（EE）舱内 E3架上 主电子舱E3架上功能 提供反推的放出和收回的信号向发动机启动系统提供启动信号的输入…….. 启动电门选择启动模式，点火选择电门选择点火模式控制反推装置（T/R）自动再收入操作，帮助做反推装置控制系统的故障分析，控制驾驶舱内P5后舱顶板上的反推灯计算机存储每台发动机的振动值，提供帮助？发动机配平平衡操作的振动平衡？ 发动机主要的控制器，控制和监控容纳发动机滑油，从回油中清除空气，使你做滑油而检查和充加滑油系统冷却IDG滑油，同时加温发动机燃油供给发动机伺服系统和燃油系统的燃油

增压燃油 启动活门打开提供气压动力至起动机测量流至燃油总管和燃油喷嘴的燃油质量流量 提供一号轴承振动信号 AVM信号处理器 发动机电子控制组件(EEC) 滑油箱 IDG滑油冷却器 燃油滤压差电门 液压机械组件（HMU） 燃油泵 启动活门 燃油喷嘴油滤 燃油流量传感器 1号轴承振动传感器位置： 在风扇机匣 风扇机匣2:00钟位置 风扇机匣3:00位置 风扇机匣7:00位置 风扇机匣8:00钟位置 风扇机匣8:00钟位置

AGB的后面，在发动机风扇 机匣左侧08:00钟位置 风扇机匣上（9:00）高于起动机风扇机匣10:00钟位置 风扇机匣10:00钟位置 在发动机内部，接头在风扇机 匣上，发动机滑油箱后部，发 哦的那个叫铭牌的上面 风扇机匣的右侧下部 风扇框架上3:00钟位置 风扇框架6:00钟位置 点火激励器 风扇框架压气机机匣垂直振 动传感器（FFCCV） 防漏活门 VBV作动筒 VBV门 LPTCC活门提供高能电压到点火电嘴提供风扇框架压气机机匣垂直面的振动值 风扇框架后面在4: 00、"8:00钟VBV作动筒接受指令作动，带动摇臂作动VBV门，打开到指令位置风扇框架上一圈，12个

面向对象的航空发动机装配模型

第16卷第5期计算机集成制造系统 Vol.16No.52010年5月 Computer Integrated Manufacturing Systems May 12010 文章编号:1006-5911(2010)05-0942-07 收稿日期:2009206208;修订日期:2009212207。Received 08J une 2009;accepted 07Dec.2009. 基金项目:总装备部预研基金重点资助项目(9140A18010207L N0101)。Found ation item :Project supported by t he Pre 2research Project of E 2 quipment Ministry ,China (No.9140A18010207LN0101). 作者简介:王成恩(1964-),男,黑龙江鸡西人,东北大学流程工业综合自动化重点实验室教授,博士生导师,主要从事先进制造、产品建模、多 学科设计优化、系统集成技术等的研究。E 2mail :wangc @https://www.wendangku.net/doc/297971646.html, 。 面向对象的航空发动机装配模型 王成恩1,2,于　宏3,4,张闻雷1,2,于嘉鹏1,2 (1.东北大学辽宁省复杂装备多学科设计优化技术重点实验室,辽宁　沈阳　110004; 2.东北大学　流程工业综合自动化重点实验室,辽宁　沈阳　110004; 31东北大学　机械工程与自动化学院,辽宁　沈阳　110004;41沈阳理工大学　机械学院,辽宁　沈阳　110014) 摘　要:为了对复杂产品的数字化装配设计提供有效的支持,首先对产品装配建模方法研究工作进行了归纳分析,指出面向对象的建模方法是目前最合适的复杂产品装配建模方法。然后采用对象类图建立了复杂产品装配元模型,描述了产品装配过程中的主要对象类及其关系,集成表达了产品结构、装配特征、装配关系、工艺方案等信息,为数字化装配设计提供了全面的支持。最后通过对象匹配方法,将复杂产品装配元模型转化为航空发动机装配的对象模型,并以燃气涡轮发动机的涡轮转子为例,对其装配结构构成、数据衍变关系及建模方法进行了说明。将所建立的面向对象的航空发动机装配模型直接用于数字化产品装配系统的开发,并进行了应用验证。 关键词:数字化装配;产品装配模型;航空发动机;面向对象方法中图分类号:TP391.7 文献标志码:A Object 2oriented aero 2engine assembly models W A N G Cheng 2en 1,2 ,YU Hong 3,4 ,Z HA N G Wen 2lei 1,2 ,YU J ia 2peng 1,2 (1.Liaoning Provincial Key Laboratory of Multidisciplinary Optimal Design for Complex Equipment of Northeastern University ,Shenyang 110004,China ; 2.Ministry of Education Key Laboratory of Process Industry Automation ,Northeastern University ,Shenyang 110004,China ; 3.School of Mechanical Engineering &Automation ,Northeastern University ,Shenyang 110004,China ; 4.School of Mechanical Engineering ,Shenyang Ligong University ,Shenyang 110014,China ) Abstract :In order to provide effective support for digital assembly design of complicated products ,previous studies on product assembly modeling were firstly summarized and analyzed.It was pointed out that object 2oriented model 2ing was the appropriate product modeling approach at present.Subsequently ,a meta 2model of product assembly was constructed by using the class diagram.Major assembly object classes and their relationship s were described.In the meta 2model ,all product information such as structure ,assembly feature ,assembly relationship and process scheme were integrated to support digital assembly design.Finally ,the class 2diagram based product assembly model was converted into a generic object model for gas turbine engine aero 2engine assembly through object mapping method.An example of turbine rotor was provided to specify the assembly structure ,data evolution relationship and model 2ing method.Furthermore ,these assembly models served as kernel requirement specifications for the development of a digital product assembly planning system. K ey w ords :digital assembly ;product assembly model ;aero 2engine ;object 2oriented method

热结构耦合

第21章热－结构耦合分析 热－结构耦合问题是结构分析中通常遇到的一类耦合分析问题。由于结构温度场的分布不均会引起结构的热应力，或者结构部件在高温环境中工作，材料受到温度的影响会发生性能的改变，这些都是进行结构分析时需要考虑的因素。为此需要先进行相应的热分析，然后在进行结构分析。热分析用于计算一个系统或部件的温度分布及其它热物理参数，如热量的获取或损失、热梯度、热流密度（热通量）等。本章主要介绍在ANSYS中进行稳态、瞬态热分析的基本过程，并讲解如何完整的进行热－结构耦合分析。 21.1 热－结构耦合分析简介 热－结构耦合分析是指求解温度场对结构中应力、应变和位移等物理量影响的分析类型。对于热－结构耦合分析，在ANSYS中通常采用顺序耦合分析方法，即先进行热分析求得结构的温度场，然后再进行结构分析。且将前面得到的温度场作为体载荷加到结构中，求解结构的应力分布。为此，首先需要了解热分析的基本知识，然后再学习耦合分析方法。 21.1.1 热分析基本知识 ANSYS热分析基于能量守恒原理的热平衡方程，用有限元法计算各节点的温度，并导出其它热物理参数。ANSYS热分析包括热传导、热对流及热辐射三种热传递方式。此外，还可以分析相变、有内热源、接触热阻等问题。 热传导可以定义为完全接触的两个物体之间或一个物体的不同部分之间由于温度梯度而引起的内能的交换。热对流是指固体的表面和与它周围接触的流体之间，由于温差的存在引起的热量的交换。热辐射指物体发射电磁能，并被其它物体吸收转变为热的热量交换过程。 如果系统的净热流率为0，即流入系统的热量加上系统自身产生的热量等于流出系统的热量：q流入+q生成-q流出=0，则系统处于热稳态。在稳态热分析中任一节点的温度不随时间变化。 瞬态传热过程是指一个系统的加热或冷却过程。在这个过程中系统的温度、热流率、热边界条件以及系统内能随时间都有明显变化。

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

航空发动机燃烧室的现状和发展

航空发动机燃烧室的现状和发展 田明 （航空工程系飞动1601 学号：1240801160145） 摘要：燃烧室（又称主燃烧室）是用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度。燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，其性能直接影响整个发动机性能。本文将介绍航空发动机燃烧室发展的现状和未来，涵盖对燃烧室的设计要求、一些先进的创新燃烧室、燃烧室的一些技术特点和先进的低污染燃烧技术以及对与未来航空发动机燃烧室方面的展望。 关键词：航空发动机；燃烧室；主动燃烧控制；氢燃烧；低污染燃烧技术 0 引言 现代航空发动机燃烧室建立在高性能、高可靠性、宽稳定工作范围的设计基础上。由于发动机的发展要求不断提高推重比，因此，它必须在更高压比和燃烧室进、出口温度下工作，同时期望高功率下热力循环更有效，这将使未来的发动机工作循环不可避免的产生较高的NOx 和烟排放，因此，低污染设计就成为燃烧室性能的关键指标之一。[1]本文主要论述现代军用发动机燃烧室和新型燃烧室，并简明论述传统燃烧室的重要改进和设计思想、方法的变化，提出研发的主要框架。 1 现代燃烧室的技术特点 燃烧室是由进气装置（阔压器）、壳体、火焰筒、喷嘴和点火器等基本构件组成，根据主要构件结构形式的不同，燃烧室有分管（单管）环管和环形三种基本类型。 燃烧室的工作条件十分恶劣，而燃烧室的零组件主要是薄壁件，工作时常出现翘曲、变形、裂纹、积碳、过热、烧穿等故障。[2]为此，燃烧室的设计应满足以下要求： （1）在地面和空气的各种气象条件和飞行条件下，启动点过迅速可靠。 （2）在飞行包线内，在发动机一切正常工作状态下，燃烧室应保证混合气稳定的燃烧，具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数。 （3）保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧，燃气的火舌要短，特别是不能有余焰流出燃烧室，还应减少排气污染物的产生。 （4）出口的燃气温度场沿圆周要均匀，沿叶片应保证按涡轮要求的规律分布。 （5）燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性，以及良好的冷却和可靠的热补偿，减小热应力。 （6）燃烧室的外轮廓尺寸要小，轴向尺寸要短，重量要轻，具有高的容热强度。燃烧室的结构要简单，有良好的使用性能，维护检查方便，使用期限长。 2 燃烧室设计和研究方法的进展 2.1 燃烧室设计的重要改变 （1）火焰筒是燃烧室的主要构件，是组织燃烧的场所。由于燃烧室进、出口温度的提高使火焰筒主燃区温度很高，火焰筒壁面温度相应升高，因此，需要更多的冷却空气用于火焰筒壁面冷却，这相应减少了火焰筒头部的进气量。 （2）火焰筒按其制造方法，可以分为机械加工和钣金焊接两种类型；按其冷却散热方式，又可分为散热片式和气膜式。火焰筒进气规律的创新设计与传统设计不同。传统设计是指主燃孔、掺混孔和气膜孔的进气规律；创新设计是指采用火焰筒头部和喷嘴的进气占总进气量的80%~85%，其余为气膜冷却进气的进气规律，基本上无主燃孔和掺混孔，以此实现足够的温升和保证发动机循环工作中的燃烧效率。这更减少了火焰筒的冷却空气，与长寿命设计有很大矛盾。

实验一 发动机燃烧室测量与绘制

实验一发动机燃烧室测量与绘制 一、实验目的 1.认识发动机燃烧室，理解燃烧室不同尺寸、形状作用和特点。 2.测量某一型号发动机燃烧室尺寸并进行绘制，分析该燃烧室性能特点。 二、实验原理 汽车发动机燃烧室形状对发动机工作影响较大。汽油发动机燃烧室和柴油发动机燃烧室由于燃料供给方式与点火方式不同，也会在发动机形状上有较大差异。总之不论汽油发动机还是柴油发动机，总体要求都需要有利于着火、有利于气体流动混合，有利于控制和减少有害排放物的生成。 （一）汽油发动机燃烧室 1. 汽油发动机燃烧室要求 （1）采用紧凑型燃烧室，具有较小的行程缸径比S/D，使冷却面积小，减少热量损失及缩短火焰行程。 （2）有利于形成滚流，以提高混合气燃烧速率，保证混合气充分燃烧。 2. 汽油发动机常用的燃烧室形式 半球形燃烧室、楔形燃烧室、盆形燃烧室、少数发动机采用ω形燃烧室和篷形燃烧室。 图1 汽油机常见燃烧室形式图2 篷形燃烧室（二）柴油发动机燃烧室 1. 柴油发动机燃烧室要求 （1）具有较大的行程缸径比S/D。 （2）有利于形成涡流、湍流，保证混合气充分燃烧。 2. 柴油发动机常用的燃烧室形式 统一式燃烧室：ω形、球形；分隔式燃烧室：涡流室式燃烧室、预燃室式燃烧室。

（a）ω形燃烧室（b）球形燃烧室 图3 柴油发动机统一式燃烧室 （a）涡流室式燃烧室（b）预燃室式燃烧室 图4 柴油发动机分隔式燃烧室 三、实验仪器设备 发动机实验室部分发动机（局部剖切）、千分尺、绘图工具等。 四、实验内容 1.观察实验室各种型号发动机燃烧室形状。 2.选定某一款发动机，测量该型号发动机燃烧室尺寸并绘制该发动机燃烧 室。 3.利用所学理论分析该款发动机燃烧室特点。 五、实验注意事项 1.注意进排气门及火花塞（喷油器）的设计位置。 2.注意测量时活塞处于上止点位置。 3.注意实验过程中的人身安全。

飞行学院《航空发动机原理与构造》复习

飞行学院《航空发动机原理与构造》复习资料 第一部分：航空发动机构造 一、单项选择题（每题2分） 1.涡喷涡扇涡桨涡轴发动机中,耗油率或当量耗油率的关系是（A） 2.A．sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴B．sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷 3.C．sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇D．sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨 4.发动机转子卸荷措施的目的是（B）。 5.A．减少发动机转子负荷，降低了发动机推力，以提高发动机运行可靠性 6.B．减少发动机转子轴向力，减少止推轴承数量，提高转子工作可靠性 7.C．减少发动机转子负荷，提高发动机推力 8.D．减少发动机转子负荷，降低转子应力水平，提高转子结构强度 9.涡扇发动机中，忽略附件传动功率，涡轮转子与压气机转子扭矩之间的关系是（D）。 10.A．M涡轮＞－M压气机B．M涡轮＜－M压气机 11.C．M涡轮＝M压气机D．M涡轮＝－M压气机 12.压气机转子结构中，加强盘式转子是为了（B）。 13.A．加强转子强度，提高转子可靠性 14.B．加强转子刚度，提高转子运行稳定性 15.C．加强转子冷却效果，降低温度应力 16.D．加强转子流通能力，提高压气机效率 17.压气机转子结构中（B）。 18.A．鼓式转子的强度＞盘式转子的强度 19.B．鼓式转子的强度＜盘式转子的强度 20.C．鼓式转子的强度＝盘式转子的强度 21.D．鼓式转子与盘式转子强度比较关系不确定 22.压气机转子结构中的刚度（A） 23.A．盘鼓混合式转子＞盘式转子 24.B．盘鼓混合式转子＜盘式转子 25.C．盘鼓混合式转子＝盘式转子 26.D．盘鼓混合式与盘式转子刚度大小关系不确定

热结构耦合分析的例子

这是两个同心圆，我画的不是很圆，请大家见谅。外圆外边温度70o 内圆内边温度200 求圆筒的温度分布，径向盈利，主环向应力 /batch,list /show /title,thermal stress in concentic cylinders-indirect method /prep7 et,1,plane77,,,1 mp,kxx,1,2.2 mp,kxx,2,10.8 rectng,0.1875,0.4,0.05 rectng,0.4,0.6,0,0.05 aglue,all numcmp,area asel,s,area,,1 aatt,1,1,1 asel,s,area,,2 aatt,2,1,1 asel,all esize,0.05 amseh,all esize,0.05 amesh,all nsel,s,loc,x,0.1875 d,all,temp,200 nsel,s,loc,x,0.6 d,all,temp,70 nsel,all finish /solu solve finish /post1 path,radial,2 !设置路径名和定义路径的点数 ppath,l,,,0.1875 ！通过坐标来定义路径 ppath,2,,0.6 pdef,temp,temp ！温度映射到路径上 T0

paget,path,points,radial ！用数组的形式保存路径 plpath,temp finish /prep7 et,1,82,,,1 mp,ex,1,30e6 mp,alpx,1,0.65e-5 mp,nuxy,1,0.3 mp,ex,2,10.6e6 mp,aplx,2,1.35e-5 mp,nuxy,2,0.33 nsel,s,loc,y,0.05 cp,1,uy,all nsel,s,loc,x,0.1875 cp,2,ux,all nsel,s,loc,y,0 d,all,uy,0 nsel,all finish /solu tref,70 ldread,temp,,,,,,rth solve finish /post1 paput,path,points,radial pmap,,mat ！设置路径映射来处理材料的不连续 pdef,sx,s,x ！映射径向应力 pdef,sz,s,z ！映射环向应力 plpath,sx,sz ！显示应力结果 plpagm,sx,,node ！在几何模型上显示径向应力 finish 这儿是一个在热结构耦合分析的例子，大家有兴趣可以看看，我想同时问一下，cp 这个命令是什么意思啊

航空发动机复杂结构零件加工技术探索

航空发动机复杂结构零件加工技术探索 摘要：现阶段，科学技术的发展迅速，航空事业的发展也有了很大的改善。航 空发动机作为飞机的动力装置，是飞机的心脏，其设计与制造技术对于航空工业 的发展起着关键性的作用，是体现一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重 要标志之一。航空发动机零件结构复杂、制造难度大、技术含量高，代表制造业 发展的方向，被称为制造业一颗璀璨的明珠。数控加工技术和设备起源于满足航 空航天制造的需求，并在不断满足高、精、尖加工要求的过程中发展提高，成为 现代航空航天制造业的基础性关键技术。国内外航空航天制造业一直是数控技术 与数控机床的最大用户，在航空航天制造企业中，数控机床制造企业的比例高达80%以上。 关键词：航空发动机；复杂结构；零件加工技术探索 引言 航空发动机零件的制造具有材料难加工、形状结构复杂、容易变形振动、加 工精度高等特点，代表着一个国家制造技术的实力和国防现代化的发展水平。以 航空发动机叶片、叶轮、机匣、盘轴类零件为研究对象，分析了这些典型零部件 的材料和结构特性、加工工艺方法与特点、加工装备等，总结了航空发动机零件 加工对数控机床性能与功能的要求，并展望了航空发动机制造技术的发展趋势。 1加工复杂结构零件的机床工具特征 刀具在解决航空难加工材料复杂结构零件的加工中起着至关重要的作用。先 进的航空产品要求航空零件具有更优异的性能、更低的成本和更高的环保性。加 工工艺要求具有更快的加工速度、更高的可靠性、高重复精度和可再现性。航空 钛合金、高温合金零件难切削的工件材料、复杂而薄壁的形状、高精度的尺寸和 表面粗糙度要求及大的金属去除量等特点，对刀具质量一致性提出了更高的要求。现代高效精准加工要求刀具具有高精度、高耐磨性、高抗冲击性和高可靠性的特点，即具有高性能刀具的全部特征。高质量的刀具方案明显标志是刀具结构形式、刀具材料与被加工零件的材料、结构相适应。国外各著名数控机床制造商不遗余 力的开发高性能数控机床，进一步针对高动态响应、高精度和高刚性等展开研发。高刚性以及高承载性能的线性导轨确保了全行程内光滑连续地移动，获得了工件 的高几何精度和表面质量，也保证了高加工效率。机床的高刚性减小了加工系统 的振动，延长了刀具使用寿命。高性能刀具涉及刀具材料、刀具涂层技术、刀具 结构设计与优化、刀具配套技术及刀具的应用等很多方面。刀具结构的创新体现 在刀具结构的优化、切削负荷的合理分布、断屑槽型以及各种新型可转位刀片结构。零件的精准加工对刀具的装夹提出了新的要求，它要求装夹精度高、径向圆 跳动小、夹持刚性好、结构紧凑且操作简单等。 2典型零件加工 2.1叶片加工 航空发动机叶片多采用钛合金、高温合金等材料，材料切削性能差，尺寸精 度要求严格，表面质量要求高。叶片的加工部位主要包括叶身型面加工、叶片榫 头和榫齿加工、阻尼台加工、安装板及叶冠加工。叶片加工的复杂性在于叶身部 分由复杂曲面组成，曲面按成形原理可分为直纹面和非直纹面，直纹面分为可展 和不可展。对于可展直纹面，可以采用常规机械加工技术加工。对于不可展直纹