涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。     

涡轮冲压组合发动机涡轮基改型设计研究

基于现有涡扇发动机,按涡轮冲压组合发动机技术验证要求,开展了基于成熟涡扇发动机改涡轮基的设计研究。根据涡轮基工作性能和技术要求,分析了改型设计的难点,并开展了涡轮基控制计划设计、高空大马赫数起动设计、超声速燃烧设计、低转速接通加力设计、全权限控制系统设计、燃滑油系统设计、高空封严设计和涡轮基与冲压级匹配设计。通过整机试验验证改型后发动机满足验证平台需求,并配装冲压组合发动机平台完成关键技术验证试验。对其他发动机的改型设计具备一定的工程参考价值。     

变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状,对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术,包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状,给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议,包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。     

最大飞行马赫数3.5的吸气式动力方案初步研究

针对某高超声速飞行器飞行任务对低速推进系统的需求(Ma≤3.5),以某小涵道比加力混排涡扇发动机为背景机提出了两套布局方案.研究结果表明:对于加力涡扇发动机(TF)方案,通过对背景发动机控制规律的优化,能有效降低发动机在高空大马赫数工作状态时混合器内外涵的总压差异,并且能获得更低的发动机单位耗油率.对于加力涡扇/亚燃冲压并联组合发动机方案,与TF方案相比,进气道和喷管的各自独立使其在结构上更加复杂,质量会大大增加,技术风险加大.      

最大飞行Ma=3.5的吸气式动力方案初步研究

针对某高超声速飞行器飞行任务对低速推进系统的需求(Ma≤3.5)，以某小涵道比加力混排涡扇发动机为背景机提出了两套布局方案。研究结果表明：对于加力涡扇发动机方案TF，通过对背景发动机控制规律的优化，能有效降低了发动机在高空大马赫数工作状态时混合器内外涵的总压差异，并且能获得更低的发动机单位耗油率。对于加力涡扇/亚燃冲压并联组合发动机方案，与TF方案相比，进气道和喷管的各自独立使其在结构上更加复杂,重量会大大增加，技术风险加大。     

并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟

为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象.采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型.研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求.     

高超声速推进技术的新进展

随着超燃冲压发动机技术的逐步发展成熟,国外高超声速推进技术的研究重点已转向涡轮基组合循环推进技术上,高马赫数（马赫数4以上）涡轮发动机正在成为国外高超声速推进领域新的研究热点,弥补了涡轮发动机马赫数2～2．5上限和亚燃冲压／超燃冲压发动机马赫数3．5～6下限之间的空白。     

液氢在高超声速航空发动机上的应用

介绍了一种利用液氢作为燃料的涡轮冲压组合循环发动机的概念。该发动机可以用于推进以M3～5的速度飞行的飞机。在M3以下,发动机以涡扇模式工作,在M3以上则以冲压发动机模式工作。计算并给出了变循环涡扇发动机的性能。     

基于推力连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

基于数值模拟方法开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析.给出了详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和模态转换过程参数计算方法.根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间.根据冲压燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数.分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化的影响.按照推力连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律.最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化.      

涡轮冲压（串联布局）组合发动机基准概念方案研究

本文分析和介绍了二级入轨载机动力和高超音速推进装置的涡轮冲压组合发动机基准概念方案,其中包括它的一体化性能、大致构造尺寸和主要部件的工作过程,并且指出了涡扇、冲压串联布局的主要问题及其解决途径。     

固冲组合发动机进气道设计

简要地介绍了固体火箭-冲压组合发动机进气道设计思想,叙述了后置旁侧进气道突扩的特点,由于气流的拐弯、突扩和掺混,进气道总压恢复系数辐度下降。因此过于讲究进气道本身型面设计是完全没有必要的,而尽可能减小外阻却是极为重要的。 固冲组合发动机多用于加速式地空弹,这就需要增加接力点附近的推力,因此应考虑采用超额定工作进气道,增大流量以提高地空弹加速式冲压型发动机和导弹性能。 文中对后置旁侧气道攻角适用范围以及大攻角进气道性能进行了讨论,因为这是组合发动机用于地空弹和反辐射弹需要解决的突出问题,加大组合发动机攻角范围是当前急需解决的技术关键。     

一种可用于航空发动机健康状态预测的动态集成极端学习机模型

提出一种动态集成极端学习机模型用于航空发动机健康状态预测.采用AdaBoost.RT集成学习算法对极端学习机（ELM）进行集成,在训练时采用每个训练样本的近邻样本对ELM的局域性能进行评估;在预测时首先确定新样本在训练样本集中的近邻样本,然后根据ELM在近邻样本上的性能来赋予集成权值实现弱学习机的动态集成.以燃油流量为指标进行航空发动机健康状态预测,动态集成ELM模型短期预测结果的平均相对误差绝对值（MAPE）为3.688%,小于单一ELM模型的3.830%以及静态集成ELM模型的3.719%;长期预测结果中动态集成ELM模型的MAPE为3.075%,小于单一ELM模型的4.355%以及静态集成ELM模型的3.884%.因此动态集成ELM模型更适用于航空发动机健康状态预测.      

发动机控制系统数学模型的建立及加力动态特性的仿真研究

 本文建立了某新型发动机及其控制系统的数学模型。编制了一套完整的发动机系统的数字仿真程序。利用此程序已对新定型的某发动机及其控制系统进行了多方面的仿真研究。文中着重分析了前人很少涉及的加力动态特性方面的某些问题。     

变推力发动机混合比调节器动静特性计算方法

本文以变推力发动机混合比调节器为例,给出了直接作用式调节器动静特性的计算方法.类似的计算,以往是分别进行的,同时未计及对环形缝隙的阻尼和橡胶膜片的刚度,因而计算值与实测值之间的偏差较大.本文考虑到环形缝隙的阻尼和橡胶膜片的刚度,并以此来计算调节器的动静特性.试验证明,该方法是可行的.     

用于飞行模拟器的发动机闭环实时模型的研究

 介绍一种用于飞行模拟器的双轴涡喷发动机实时模型。该模型采用状态变量法建立 ,简介了建模原理、软件结构及仿真结果 ,表明该模型在全飞行包线内具有较高的精度和实时性 ,无论其稳态性能还是动态响应都能较好的地反映真实发动机在飞行状态中的物理特性     

前置涡轮组合脉冲爆震发动机性能分析

为解决纯脉冲爆震发动机地面启动问题,并提升其低马赫数下的性能优势,提出了一种利用外涵中爆震室头部压力驱动内涵中涡轮转动部件的前置涡轮组合脉冲爆震发动机,建立了相应的性能分析方法,并对其部件特性及整机性能进行了计算研究。结果表明,近似稳态的涡轮总温总压进口条件可以在该组合发动机中实现,同时随着爆震室头部侧向开孔面积与爆震室面积之比(即驱动面积比)增大,流入发动机内涵驱动涡轮的气体流量增大,而涡轮前总温、总压及涡轮落压比减小,组合发动机整机推进性能增大;通过改变驱动面积比的大小,可以获得不同的压气机增压比以适于不同的飞行马赫数,进而实现发动机宽广的工作范围。     

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

液氧煤油补燃发动机起动过程氧预压泵加速起旋方案研究

为降低液氧煤油补燃发动机起动所需入口压力,需解决起动过程氧预压泵起旋迟缓产生附加阻力导致主泵入口压力过低而发生断裂汽蚀的问题。开展了两种预压泵加速起旋方案研究,分别为已工程应用的液氧涡轮方案和本文提出的氦起动涡轮方案。对比介绍了两种方案对发动机气液系统和预压泵结构的影响。建立了预压泵加速起旋相关的数学模型,针对加速起旋机理、效果和影响因素等进行了仿真分析。结果表明:液氧涡轮方案,预压泵结构变化较小,为提升加速起旋效果,涡轮供应路应尽量增大通径、缩短长度,降低动态流阻和静态流阻,涡轮喷嘴流通面积则需根据其对涡轮流量和压降的综合影响来选择。氦起动涡轮方案,预压泵结构和流路变化较大,起动涡轮速比和效率是降低氦气用量的限制性因素。     

涡扇发动机部件特性的滤波自动修正更新方法

针对航空发动机部件制造装配以及性能蜕化引起的平均模型与个体发动机之间的性能不匹配问题,提出一种基于非线性滤波算法的发动机部件特性自动修正方法。根据发动机部件级平均模型输出与个体量测数据的残差,利用数据处理策略结合无迹卡尔曼滤波算法的不可测部件特性变化估计,自动更新发动机部件特性,建立发动机个体物理模型。通过小涵道比涡扇发动机仿真验证,结果表明该方法可自动修正发动机部件特性,相比较平均模型,通过该方法修正的发动机个体模型中各截面温度、压力计算偏差均在0.5%以内,有效提高涡扇发动机个体物理模型稳态、动态精度。