压气机 叶尖间隙控制

轴流压气机可调进口导叶叶顶间隙的数值仿真
刘勇;关跃;刘峥;刘大争;冯俊玮;杨晶晶;丁骏;蓝吉兵;隋永枫
【期刊名称】《燃气轮机技术》
【年(卷),期】2024(37)2
【摘要】为了研究分布式能源燃气轮机可调进口导叶的叶顶间隙,以某型燃气轮机跨音速级的轴流压气机为研究对象,采用NUMECA软件对可调进口导叶的不同叶顶间隙方案进行了数值模拟,分析了可调进口导叶叶顶间隙的仿真方法,以及对压气机跨音速级性能的影响。

结果表明:若忽略可调进口导叶的部分间隙,将减小压气机的堵塞流量,增大高负荷工况的效率;部分间隙的泄漏流增加了可调进口导叶叶顶区域的总压损失,增大了下游动叶的入口冲角,并改变了近堵塞工况时下游动叶内的激波结构。

建议在三维仿真时,不可忽略可调进口导叶的部分间隙结构。

【总页数】7页(P22-27)
【作者】刘勇;关跃;刘峥;刘大争;冯俊玮;杨晶晶;丁骏;蓝吉兵;隋永枫
【作者单位】沈鼓集团营口透平装备有限公司;杭州汽轮动力集团股份有限公司【正文语种】中文
【中图分类】TK472
【相关文献】
1.高压压气机动叶叶尖间隙流动数值仿真研究
2.可调向心涡轮导叶叶顶间隙及其调节方法的研究
3.轴流压气机进口总压畸变的端区流动响应数值研究
4.轴流压气机
转子内流数值模拟及叶顶间隙泄漏分析5.旋转进口畸变条件下轴流压气机叶顶间隙流非定常特征及其与旋转失速的关联性研究
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1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力的气体。

2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。

5.⎧⎧⎨⎪⎩⎪⎪⎧⎧⎪⎪⎪⎪⎧⎫⎪⎪⎪⎧⎨⎪⎪⎪−⎨⎬⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎭⎪⎩⎨⎪⎧⎪⎧⎪⎨⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎧⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎩⎩⎩固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位推力。

F s = F / q m7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。

sfc= 3600q mf / F8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方,那里的气流参数为*0*00,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为*3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为*4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ;---------------------------------------------------------------------9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括1.超音速飞行时会有附加阻力2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。

跨声速轴流压气机转子Rotor37周向槽机匣处理的数值研究何文博;史磊【摘要】以跨声速压气机转子Rotor37为研究对象,采用商业软件NUMECA数值研究了单槽处理机匣的轴向位置对于压气机性能及内部流场的影响.周向槽处理机匣的宽度为3 mm,深度为10倍叶尖间隙,即3.56 mm,起始位置分别位于轮缘机匣尖部型面的10％、20％、30％、40％、50％相对弦长处.数值计算结果表明:原始光壁压气机转子的失速原因为叶尖泄漏流动引发的低速区对于尖部叶片通道的堵塞,其稳定工作裕度为14.74％.采取的周向槽机匣处理能够改变转子叶尖流动堵塞状况.当机匣处理起始位置位于30％相对弦长时,压气机转子稳定工作裕度的提升量最大,相比原始压气机转子的稳定裕度提高了1.86％.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2018(018)028【总页数】6页(P164-169)【关键词】跨声速压气机;周向槽机匣处理;叶尖泄漏流动;稳定工作裕度【作者】何文博;史磊【作者单位】中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室,天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室,天津300300【正文语种】中文【中图分类】V231.3近些年来，航空发动机的推重比在升高，压气机的轴向尺寸在不断缩短，级数在逐渐减少，平均级负荷水平一直在提高。

然而负荷水平的提高使得压气机的稳定工作范围减小，因此有必要拓宽压气机的稳定工作边界；其中机匣处理即作为一种有效的扩稳技术手段。

人们对机匣处理的扩稳认识始于20世纪60年代初，此后美国NASA、法国国家、航空航天研究院、英国剑桥大学、日本东京大学等纷纷开展了对机匣处理技术的研究[1]。

进入70年代，大量的实验研究工作侧重于槽类和缝类机匣处理的设计方法、扩稳效果及结构尺寸的优化，Lewis研究中心针对机匣处理就做了大量的工作，得出了机匣处理可以使压气机裕度改进，但同时又使压气机效率降低的结论[2,3]。

第1章 V2500航空发动机简介V2500是先进的双转子、轴流式、高涵道比涡轮风扇航空发动机，由国际航空发动机公司（IAE）设计生产。

该发动机适用于中程和短程客机，它的推力在22000lbf~33000lbf 之间，专门为空客公司的A319.、A320、A321以及麦道公司的MD-90飞机设计。

由于V2500发动机具有更高的可靠性和效率，同时还具有较低的噪音和废气排放，符合环保的理念。

因此A320飞机的客户大多选装V2500发动机。

到目前为止，V2500发动机的累计飞行小时数已经达到4000万飞行小时，已交付发动机达2600台，固定订单和意向订单达5000台。

V2500发动机的低压转子包括1级风扇,4级低压压气机，5级低压涡轮；高压转子包括10级高压压气机和2级高压涡轮。

其燃烧室为环形燃烧室。

1.1 研制概况上世纪70年代中期，出于航空公司对130~150座级飞机的需求，各大发动机制造商开始酝酿10~15t推力的先进涡轮风扇发动机1983年9月，美国普拉特·惠特尼公司(P&W)，英国罗尔斯·罗伊斯公司(R·R)，日本航空发动机公司(JAZC)，联邦德国的MTU公司和意大利的菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司(IAE)，共同研制和生产一种推力为11100daN(25000lbf)级的涡扇发动机，即V2500，型号编号中V表示五家公司合作生产，2500表示以101klbf为单位的推力级，其中V2500-A1和V2500-A5应用于空客A320系列飞机，V2500-D5应用于波音的MD-90飞机。

普拉特·惠特尼公司占30%的股份，负责燃烧室、高压涡轮和涡轮排气机匣的研制；罗尔斯·罗伊斯公司也占30%的股份，负责高压压气机部分的研制；日本航空发动机公司是由石川岛播磨重工业公司(IEE)、川崎重工业公司(KHI)、和三菱重工业公司(MHI)组成，占有19.9%的股份，负责风扇和低压压气机的研制；德国的MTU公司占有12.1%的股份，负责低压涡轮的研制；菲亚特公司占有8%的股份，负责附件齿轮机匣部分的研制。

CFM56-7B发动机超温故障排除分析摘要：CFM56-7B发动机在运行过程中，温度控制至关重要。

当出现超温故障时，需迅速而准确地定位原因。

本文首先分析了冷态启动、功率设置、机场高度和环境温度对排气温度的影响。

接着，探讨了涡轮转叶叶尖间隙对发动机效率的影响。

最后，强调了飞行员在起飞时正确设置推力的重要性。

通过这些分析，旨在为发动机维护人员提供实用的故障排除指南，确保飞行的安全与经济性。

关键词：CFM56-7B发动机；超温故障如果超温故障发生在起飞前，将影响飞机的签派和放行。

若在空中发生，可能导致空中停车，形成严重的事故症候，甚至可能需要拆下发动机进行维修，造成巨大的维修成本。

在处理此类问题时，需关注影响排气温度超温的四个主要外部因素：冷态启动、起飞功率设置、起飞机场高度和环境温度。

发动机涡轮转叶叶尖间隙对排气温度有显著影响。

如果冷态启动后未充分暖机就起飞，由于涡轮机匣与转叶材料的热膨胀系数不同，转叶叶尖与涡轮机匣护罩之间的间隙可能过大，导致气流损失增加，涡轮效率降低，进而使排气温度升高。

发动机通过控制低压转子转速N1来调整功率大小。

在N1为90%左右时，N1每增加（或减少）1%，排气温度相应上升（或下降）10℃左右。

飞行员设置起飞推力时，需严格依据飞行操作手册。

如航空公司允许，可建立减推力起飞程序，以降低超温风险。

在高原或高高原地区起飞时，由于空气密度减少，发动机吸入相同体积空气情况下，可用于燃烧的空气量减少。

为了维持发动机推力不变，必须加大N1转速，增加空气流量，这也导致排气温度上升。

综上，针对这些因素采取相应措施是解决发动机超温问题的关键。

CFMI的资料表明，环境温度每升高3℃，排气温度也相应的增加10℃左右，因此同一台发动机在相同使用条件下，冬季时的排气温度通常比夏季时的低50℃，所以环境温度对发动机的排气温度也有非常大的影响。

这里需要说明的是为了避免在外界温度极高的情况下发生严重超温现象，发动机在设计时定义了拐点温度。

飞行试验中的发动机叶尖间隙测量方法发动机叶尖间隙是指发动机旋转部件（如涡轮、风扇等）与固定部件（如机架、外壳等）之间的距离，该参数是飞行试验中非常重要的一个参数，它的大小直接关系到发动机的性能与寿命。

发动机叶尖间隙的测量方法是飞行试验中不可或缺的一项技术措施，下面将详细介绍该方法。

发动机叶尖间隙测量的原理是利用激光测距仪和相控阵雷达对发动机叶尖进行三维扫描，然后将扫描到的数据传输到计算机中，通过计算机对数据进行处理分析，最终得出发动机叶尖与固定部件的距离。

激光测距仪是发动机叶尖间隙测量的核心设备之一，它的作用是发射一束激光束，然后根据反射回来的光信号来计算叶尖与固定部件的距离。

相控阵雷达则是用来检测激光束的位置，这样就可以确保测量的精度和准确性。

发动机叶尖间隙测量中需要进行一系列的准备工作。

首先要准确的测定发动机叶尖的位置，尤其是在飞行状态下，叶尖随着飞机的加速和转弯而变化。

此外，在测量之前，还需要检查激光测距仪和相控阵雷达的适用性、精度及标定情况，并对测量站点进行维护和校准。

在发动机飞行前，需要安装测量设备并进行初步测试，确认设备的测量范围、精度等等。

在飞行中，发动机主轴转速与飞行速度的改变会导致叶片挠度的变化，因此，需要对测量数据进行实时校准，以确保测量数据的准确性和实时性。

在整个测量过程中，还需要对数据进行处理和分析，以确保测量结果的可靠性。

测量结果需要纳入飞机数据记录器中，通过对数据进行分析和比对，来跟踪并确定发动机维护和调整计划。

总之，发动机叶尖间隙测量方法是飞行试验中不可或缺的一项技术措施，它对于发动机性能的调整和维护起到了至关重要的作用。

通过该测量方法，可以在最大程度上保证发动机在飞行过程中的安全和稳定，提高飞行的安全性和效率。

为了更好地理解发动机叶尖间隙测量的重要性和实际应用，我们可以通过收集相关数据进行分析。

首先，我们可以收集不同飞机型号发动机的叶尖间隙标准要求。

以波音737 MAX为例，其飞行试验手册要求该型号的发动机叶尖间隙应该在0.5mm至1.5mm之间，而其它型号的飞机发动机，要求叶尖间隙的范围也不尽相同。

用于波音787客机的GEnx发动机设计特点陈光【摘要】概述了用于波音787"梦幻"客机的GEnx发动机的发展与设计特点,分析了在其总体结构设计以及各部件中所采用的先进技术,及其达到的性能水平.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2010(036)001【总页数】6页(P1-6)【关键词】GEnx发动机;设计特点;波音787客机;绿色航空【作者】陈光【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100083【正文语种】中文GEnx是GE公司为波音787（B787）“梦幻”客机研制的高涵道比（10.0）、高总压比（45.0）、低油耗、低污染与低噪声的新一代发动机。

为了满足21世纪“绿色航空”的要求，GEnx不仅继承并发展了GE公司以往成熟发动机特别是GE90发动机的设计技术，吸纳了GE90发动机研制与使用的经验与教训，而且还采用了最新发展的一些先进技术，因此，不仅性能达到了较高水平，而且研制周期较短。

本文介绍并分析了GEnx发动机的发展和设计特点。

GEnx发动机是在1996年投入使用的GE90发动机（用于波音777飞机）基础上发展的，原来是专为波音787客机研制的，后来又被波音747-8客机选作其惟一的动力装置。

GEnx发动机的推力小于GE90的 378～511kN，大于CF6-80C2发动机（用于波音747-400飞机）的258kN。

采用了高的涵道比（10）和总压比（为45；GE90发动机的分别为8、40）和部件效率。

GE90-76B发动机于1995年底投入营运，到GEnx发动机研制成功，历经4次技术提高，使GEnx发动机耗油率、排放、噪声和直接使用费用等都很低，如图 1所示；GEnx、CF6-80E1与GE90发动机耗油率的比较如图2所示。

从图2中可见，GEnx发动机的巡航耗油率比用于A330客机的CF6-80E1A4发动机的低15.4%，比用于B777客机的GE90-94B发动机的低6.9%。

航空发动机叶尖间隙测量技术
张娜;黄春峰
【期刊名称】《航空制造技术》
【年(卷),期】2010(000)013
【摘要】@@ 虽然可用计算机模型来预测压气机和涡轮的叶尖间隙,但这种预测必须由试验数据来验证和细调.所以,在一台航空发动机的研制过程中,叶尖间隙是一个基本的测量参数,同时也是发动机在运转过程中主动叶尖间隙控制、健康管理和故障诊断的一个重要组成部分.
【总页数】5页(P41-45)
【作者】张娜;黄春峰
【作者单位】中国燃气涡轮研究院;中国燃气涡轮研究院
【正文语种】中文
【相关文献】
1.航空发动机叶尖间隙数学模型的建立与验证 [J], 陈研;吕天波;张生;张镭
2.航空发动机转子叶尖间隙及同心度变化规律研究 [J], 张龙;韩鹏卓;刘忠奎;周笑阳
3.叶尖间隙对航空发动机性能的影响和测量技术 [J], 陈炳贻
4.航空发动机叶尖间隙影像测量技术研究 [J], 郑臣;朱目成
5.基于叶尖间隙的航空发动机转子运动特征提取技术 [J], 李杰;郭光辉;魏之平;熊兵
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