本文为航空发动机设计培训总结报告。本培训目标为设计一款巡航状态下涡轮前温度(TET)1700K、可与LEAP发动机竞争的大涵道比航空发动机。为设计该发动机,需要进行市场调研、总体性能设计、总体结构设计、部件性能与结构设计等工作。为了进行大涵道比风扇增压级的设计工作,编写了轴流风扇增压级一维设计程序。在市场调研确定用户需求后,通过总体性能设计程序确定发动机总体性能参数,同时根据设计限制值开展风扇增压级的性能设计工作,得出风扇涵道比为9.6,风扇外涵压比和效率分别为1.6和0.91;风扇内涵压比和效率为2.0和0.90。

航空发动机大涵道比风扇性能试验对于风扇气动设计验证具有重要意义。为提高国内航空发动机风扇性能试验技术与测试技术,开展了航空发动机风扇性能试验技术研究,通过对国内外航空发动机风扇性能试验测试技术发展现状进行了梳理,对风扇性能试验标准的发展现状进行了分析,得出了风扇性能试验测试技术发展思考,从试验、测试和体系方面统筹推进现有技术的发展,综合提升航空发动机风扇性能试验测试能力。

燃料电池空压机系统中迷宫密封具有转速高、压差大的特点,本文对其不同结构参数的迷宫密封进行了流场仿真分析,发现随着齿厚和齿数增加,泄漏量降低;增加密封腔宽度和深度也有利于降低泄漏量,但是密封腔的深度超过1mm时影响较小,缩小密封间隙可以降低泄漏量,但是需要从整个轴系进行考虑。同样的长度下,采用更多的密封齿比增加齿腔长度和齿厚更能降低密封结构的泄漏量。