涡轮试验台燃烧装置建模与仿真()基于混合物分数的分区模型

针对以空气、煤油为反应物的涡轮试验台燃烧装置及其出口段建立了一种系统层次上的可以处理燃烧和流动耦合效应的模块化数值模型,并提出了一种基于混合物分数的热力计算方案和混合物分数方程,与基于质量流量混合比模型的仿真结果以及试验结果的对比表明,基于混合物分数的模型解决了以往研究中存在的瞬态仿真稳定性问题,并具有与试验结果一致的仿真精度。     

高空台飞行环境模拟系统数字建模与仿真研究

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模型,设计了双闭环进排气压力自动控制结构。在对实际控制系统功能性分解基础上,构建了飞行环境模拟系统数字仿真平台,并在数字仿真平台上进行了压力动态控制仿真。仿真结果表明各子系统压力动态建立过程与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态过程,证明了系统数学模型的合理性。利用仿真方法模拟了发动机流量变化对各控制子系统的影响,稳压腔压力最大偏差为4.5kPa,发动机进气压力最大偏差为3.4kPa,排气压力最大偏差为1.5kPa,验证了飞行环境模拟系统控制性能。     

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.      

轴向喷注端面燃烧固液火箭发动机数值仿真

针对一种轴向喷注端面燃烧固液火箭发动机开展了研究,分析了该类发动机的燃烧机理,建立了考虑气-固边界耦合及燃料热解的发动机燃烧流动仿真模型,对发动机内流场进行了数值仿真.分析认为:发动机内存在端面燃烧和侧面燃烧两种燃烧状态,燃烧状态主要受氧化剂流速的影响.当氧化剂流速跨越转变速度后,燃烧状态发生改变.发动机流场数值仿真结果同样表明:不同氧化剂流速下发动机内存在上述两种燃烧状态,仿真得到的转变速度区间与文献试验结果吻合较好.      

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.      

某型无人机系统涡轮阻尼器的性能仿真

涡轮阻尼器作为制动装置应用于某型无人机气液压发射系统和拦阻网回收系统.建立了阻尼器的阻尼力矩数学模型,并进行仿真计算和数值分析.结果表明:转子半径、流体介质密度对阻尼力矩的影响起主导作用;定子半径、转子叶片与定子叶片轴向间隙、流体介质动力黏度对阻尼力矩的影响相对较小.采用具有不同结构尺寸和不同流体介质的阻尼器进行阻尼力矩的测量试验,研究结果表明仿真结果与试验结果表现出较好的一致性,证明了阻尼力矩数学模型的正确性,为涡轮阻尼器的工程研制提供可靠的理论依据.      

渐变反推力平面叶栅端壁流动仿真与试验

针对某型反推力装置中的渐变反推力平面叶栅,开展了性能预测和流动试验的研究与验证。结合数值仿真和性能试验,运用表面油流等测量手段,探索了反推力叶栅流线分布和流动的基本结构,揭示由不同弯角组成的反推力叶栅旋涡结构和流动特征。试验与仿真结果表明:反推力叶栅端壁呈现出3维非定常有旋的流动特征,其发展和演变的过程与涡轮叶栅中的流动过程相似,依据仿真结果和流道收敛的特征,确立了反推力平面叶栅的基本测量方法,并通过了试验结果的验证,对今后的反推力叶栅数值仿真和试验工作有很大的借鉴意义。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机方案和技术研究

针对固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)的工作特点,提出了双燃气发生器的加力工作模式,并根据总体性能要求确定了部件的工作参数。主要采用数值模拟和实验研究相结合的手段,分别针对压气机和涡轮部件开展了气动设计和增压装置集成,获得了工作特性,并完成了增压系统工作特性的冷流实验验证。开展了考虑涡轮后低温旋流条件下多股气流的高效掺混燃烧研究,通过研究涡轮转速、空气入射角度、补燃室富燃燃气流量和富燃燃气射流位置对燃烧效率的影响,确定了原理样机和关键部件的恰当形式和布局方式。最终开展了原理样机的地面热试实验,验证了双燃气发生器的SPATR发动机的工作原理,热试实验结果表明燃气涡轮增压装置工作可靠,性能满足设计要求,其中压气机压比达到了3.3,转速为82kr/min,补燃室燃烧效率为85.21%。     

航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除

针对某型航空发动机起动燃油流量测量滞后、振荡及重复性较差的故障,建立了高空台燃油流量测试系统和发动机燃油控制系统数学模型,并进行了数值仿真分析,得出了供油管路内可压缩性气体是测量滞后的主要原因。通过故障再现试验,定量检验了管路内气体对燃油流量测量的影响,验证了仿真分析结果的正确性。依据仿真与验证试验结果,改进设计了燃油管路和操作程序,排除了故障。     

飞行环境模拟系统多容腔流-固传热建模

为了提升高空台飞行环境模拟系统(FESS)数值仿真平台的置信度,提出了一种多容腔流-固传热的建模方法,该方法考虑了混合器气流掺混、流-固传热、管道压力损失等因素的影响;建立了包括调节阀流量特性、液压伺服系统、混合器、混合器出口导流栅流量特性、整流子系统、管道容腔模型在内的部件模型库,并基于该模型库构建了仿真平台。为了验证本文建模方法的有效性,采用两次掺混试验数据对仿真模型进行对比验证表明,仿真结果与试验测量结果动态变化趋势基本一致,且温度、压力的最大误差分别不大于2.5K、2kPa;为了分析FESS控制系统的能力,假定了一次典型的发动机试验条件来进行仿真分析,仿真结果表明,FESS控制系统具备进行发动机平飞加速和等马赫数爬升试验的能力。     

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型, 并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真, 计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致, 验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模, 在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明, 合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度, 对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.      

低温推进剂贮箱增压系统分布参数数值仿真(Ⅱ)增压系统数值模型与仿真结果

在所建立低温推进剂分布参数贮箱模型的基础上,采用液体火箭发动机试验台气路系统模块化建模与仿真软件,对某试验台液氧贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真研究.仿真结果与试验结果以及经验公式计算结果获得了很好的一致,表明分布参数贮箱模型相对于集中参数模型更为准确全面地描述了低温贮箱内的流动和热分层现象,并表明有限体积模型体系及所开发的仿真软件具有广泛的适用范围和良好的仿真精度,在管路系统仿真领域具有工程应用价值和数值拓展潜力.      

叶尖间隙控制系统供气部件特性及模拟方法

针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路，即圆形截面90°弯曲冷却管，开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法，研究了冷却管上冲击孔的出流特性，分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及流量分配的影响规律.在此基础上，提出了基于冲击孔进口有效总压概念的冷却管一维网络流动计算模型，建立了低压涡轮叶尖间隙系统中典型供气管路的一维网络流动计算方法，并应用于某型发动机组件流量特性试验设计中.研究中发现，随着远离进口位置，冷却管冲击孔出流流量和冲击孔流量系数逐步增加；随着进口雷诺数的增加，冷却管内冲击孔出流流量均有所增加，而冲击孔流量系数基本保持不变.试验数据和计算结果比对表明，所建立的一维网络流动计算模型可以准确模拟出冷却管的出流特性，计算结果同组件流量特性试验数据之间最大相对误差为4.5%，在叶尖间隙控制系统这类系统复杂流路的流动问题分析中具有良好的应用效果.      

基于虚拟惯性台的刹车系统仿真研究

针对传统的惯性台试验不具备带起落架刹车能力,无法开展多轮起落架系统刹车试验的不足,提出了一种能与试验室惯性台试验原理、方法相结合,又能克服传统的物理试验不足的虚拟惯性台试验方法。利用仿真软件建立了虚拟惯性台仿真试验模型,对模型进行了仿真分析,并与外场实测结果进行了对比。结果表明:仿真分析结果与实测结果较为接近,所建立的模型简易可行,可以方便开展带起落架的多轮起落架刹车系统虚拟试验。     

空气涡轮起动机调压装置AMESim建模与仿真

根据空气涡轮起动机ATS(air turbine starter)系统中调压装置(该装置为一个多气动部件组成的压力闭环控制系统)的结构特点及工作原理,通过理论分析建立了其数学模型,采用模块化方法设计了调压装置的AMESim仿真模型.以某型ATS为应用对象,分别在斜坡输入、随机方波输入、阶跃输入及正弦输入下进行系统输出压力仿真.结果显示在不同输入下的压力输出基本恒定,典型工作状态仿真数据与试验数据比较,误差小于3%,表明建模方法是正确的,所建模型可满足工程要求.      

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.      

带级间燃烧的涡轴发动机性能仿真

为了分析涡轮级间燃烧技术对常规涡轴发动机性能提升的潜力,针对两种带级间燃烧的涡轴发动机性能方案,分别建立了部件级稳态性能计算模型,并通过仿真对比分析了级间燃烧室不同温升及总压损失条件下发动机的整机性能,结果表明:级间燃烧室总压恢复系数和温升对单位功率和总功率影响较大,当级间燃烧室总压恢复系数为0.95、温升为200K时,保持进口空气流量不变,涡轴发动机单位功率和总功率增加17%,耗油率增加约11%;在高的级间燃烧室温升条件下,适当增加动力涡轮导向器面积,改善涡轮流通能力,有利于进一步提高整机功率,降低动力涡轮前温度;两种方案对比,在涡轮过渡段设置级间燃烧室空间上更好布置,性能上更占优势.      

飞行品质仿真计算与试飞数据对比分析

随着飞行控制系统越来越复杂,试飞过程逐渐向数字化过渡。在开展飞行试验前,通过数值模拟对飞机的主要飞行品质参数进行仿真计算,可以为试飞过程提供参考,提高飞行试验的效率。根据某型飞机的风洞试验数据,建立该型飞机的气动力数学模型,基于Flightgear飞行模拟软件搭建功能完备的实时飞行模拟平台,完成飞行品质的数字化试飞。选取典型试飞数据对所建立的气动力模型与数值仿真结果进行验证,结果表明:数值仿真结果与试飞结果具有较好的一致性。     

微电推进贮供系统开发与系统级仿真研究

针对传统电推进贮供系统应用于微小卫星任务时重量和体积庞大的问题,提出一套小型化、轻质化、低成本的微电推进贮供系统设计方案并进行了开发工作。采用聚醚醚酮复合材料（PEEK）制作的毛细管替代金属毛细管用于微流量控制,以氪气为工质进行试验,验证了其能够在±1%控制精度内实现0.0291～0.4145 mg/s的稳定流量输出。本文在Amesim中构建系统级一维瞬变模型,进行微电推进贮供系统仿真,并与试验结果对比验证模型的有效性与准确性。对仿真结果进一步分析阐述了系统从启动到稳定工作过程中压强超调、稳定段流量波动等工作特性以及减压器弹簧及膜片刚度、毛细管内径等关键参数的影响规律,通过对各部件热力状态参数动态变化的分析揭示了工质气体向下游供给过程中流动、传热与控制耦合作用的物理机制。     

涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究

为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。