大涵道比涡扇发动机几何面积调整研究

理论分析大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮导向器、内/外涵喷口面积变化对发动机整机性能及各部件的影响。采用大涵道比涡扇发动机总体稳态计算程序,在控制低压转子转速不变的条件下,计算上述部件单一几何面积变化对发动机推力、耗油率、转差、裕度、排气温度等总体性能参数的影响,及放大面积后风扇、增压级和高压压气机等压缩部件工作点及喘振裕度的变化趋势,为大涵道比涡扇发动机整机性能调试提供指导。     

核心机派生涡扇发动机部件及整机匹配

以核心机与低压系统的部件及整机气动热力匹配关系为理论依据,在全面考虑低压压缩系统与核心机压气机的匹配约束关系、核心机涡轮工作状态相应变化以及派生发动机内外涵整机匹配的多因素下,建立了核心机派生涡扇发动机部件及整机气动热力循环匹配算法模型.应用该模型,进行了核心机派生涡扇发动机循环参数及性能趋势分析,计算结果表明高低压和整机匹配约束直接影响核心机派生涡扇发动机循环参数和整机性能,为核心机派生系列化涡扇发动机工程实践应用中所涉及的部件/整机参数匹配及性能预估提供分析和设计参考.      

F135-PW-600发动机升力系统与整机匹配性能研究

对F135-PW-600发动机的升力系统与发动机主机匹配工作性能进行了研究。针对F135-PW-600发动机的工作特点,从分析升力系统工作原理开始,分别分析了升力风扇所需功率、滚转喷管引气流量、尾喷管喉道面积调节和低压涡轮导向器面积调节对整机匹配性能的影响,获得了发动机的基本调节原理。之后根据相关文献中的发动机数据,验算了发动机在常规模式、升力模式和超声巡航状态下的性能,对分析结果进行了验证。为F135-PW-600发动机性能和控制规律分析提供了一种研究方法。     

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。     

基于响应面模型的波瓣混合排气系统近似模型研究

基于Navier-Stokes方程组对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统进行了数值模拟,获得了波瓣尾缘位置内、外涵流通面积与内、外涵入口位置流道截面积相等时,不同波瓣高宽比对波瓣混合排气系统性能参数以及结构参数的影响规律。并以此为基础,采用不同阶数的多项式响应面模型建立了波瓣性能参数随高宽比变化的近似模型。在多项式响应面模型拟合精度方面,相对于二阶、三阶多项式响应面模型,四阶多项式响应面模型能够较好地反映出热混合效率、总压恢复系数、排气系统相对推力、波瓣混合器相对质量随波瓣高宽比的变化规律,其拟合结果与数值仿真结果也相差极小。在波瓣高宽比对混合排气系统性能影响方面,在混合排气系统出口截面处,随着波瓣高宽比的增加,热混合效率在"波浪状"的变化规律中整体呈现出"增大-减小"发展趋势,总压恢复系数则呈现出"缓慢增加-迅速降低-增加-迅速下降"的复杂变化趋势;在排气系统相对推力方面,当高宽比大于3时,虽然相对推力呈现出波浪形的变化趋势,但变化值极小;对于波瓣混合器的相对质量,随着高宽比的增加,波瓣混合器的相对质量逐渐增大。     

考虑部件不确定性的发动机性能裕度设计方法

针对部件不确定性影响整机性能达标的问题,以混合排气涡扇发动机为对象,利用总体性能参数对部件参数的敏感性 系数矩阵,结合和方根原理,建立了考虑部件参数不确定性的航空发动机性能裕度设计方法。在此基础上研究了总体性能参数达 标的置信度、部件参数达标的置信度对航空发动机性能裕度设计结果的影响规律。结果表明：各部件参数的置信度决定了发动机 总体参数的置信度。部件参数满足设计目标的置信度越高,总体性能参数的裕度需求越小;总体性能参数满足设计要求的置信度 越高,则其裕度需求越大。对于80%的总体性能参数置信度,对应不同部件参数置信度,推力的裕度需求为1.44%～5.25%,耗油 率的裕度需求为-1.60%～-6.61%。相关结论为航空发动机性能稳健设计提供了理论依据。     

航空发动机多部件3维性能联合仿真探索验证与展望

航空发动机各部件在单独进行3维仿真时,其流道气动参数和部件性能参数与总体匹配设计值之间通常存在一定的偏 差,为减小部件仿真与总体设计值之间的差异,将工程设计应用较为广泛的总体性能程序和各部件3维模型相结合,开展各部件3 维模型在整机匹配约束条件下考虑部件之间相互影响的性能联合仿真,探索了多部件联合仿真方法,建立整机3维仿真架构,通 过整机3维仿真获得了航空发动机多部件内部及部件间界面流动情况。仿真结果表明：主流道流场参数相比单部件3维仿真更加 接近设计值,与设计值之间的偏差量不超过4%,满足工程应用要求。提出了整机匹配约束下航空发动机多部件3维性能仿真技 术发展思路。     

并联混合动力齿轮传动涡扇发动机建模与性能分析

为对比探究未来大推力航空混合动力系统与传统航空发动机的优劣,本文依托某概念型齿轮传动涡扇(Geared turbofan,GTF)发动机,设计了一个并联航空油-电混合动力系统(hybrid GTF,hGTF),在Matlab /Simulink数字仿真软件中建立相匹配的电动力模型以及氮氧化物NOx排放和噪声预测等性能参数计算模型,并在稳态和飞行任务剖面下初步分析了电动力系统的引入对原基线GTF发动机的性能改变状况。稳态仿真结果表明,大推力等级的并联油-电混合动力系统中,至少需要兆瓦级的电动力系统进行匹配;当电动力系统处于电动模式时,可能会带来低压压气机喘振的隐患;当电动力系统处于再生模式时,电能源相当于经过了电能到机械能再到电能的二次效率损失,不建议采用。飞行任务剖面动态仿真结果表明,相比于传统GTF发动机,hGTF推进系统的燃油消耗率最高下降15%,总燃油消耗节省8.3%, NOx总排放量减少18.8%,各部件起飞噪声总声压级减少1.5~3.3dB。分析结果表明采用并联混合动力系统具有显著提升省油、减排效果的能力,同时也具有一定的降噪潜力。     

变循环发动机部件级建模技术

以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了其整机部件级稳态及动态数学模型,建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响,考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响,所建立的模型能够执行变循环发动机2种典型工作模式:稳态及模式切换过渡态仿真.仿真结果表明:随着模式选择活门逐渐关闭,前段风扇喘振裕度显著减小;双涵工作模式下发动机耗油率低,适用于亚声速巡航飞行;单涵工作模式下发动机单位推力高,适用于超声速巡航飞行.      

直升机发动机红外抑制器弯曲混合管引射掺混效果试验研究

本文对五种弯曲角度和四种截面比的弯曲混合管与十二波瓣喷管匹配,进行了试验研究,获得了弯曲角度,截面比与引射能力和掺混效果之间的关系,本文的研究结果对直升机发动机红外抑制器设计和参数优化,具有指导性意义。     

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。     

喷管喉道面积变化对大涵道比分排涡扇发动机性能的影响

使用Gasturb软件计算和分析了大涵道比分排涡扇发动机内、外涵喷管喉道面积变化对发动机性能的影响。在低压转子换算转速一定的控制规律下,研究了某型发动机喷管喉道面积变化对发动机转差、裕度、涡轮进口温度、推力、耗油率的影响。经过对比这些相互关系,可以得到1个最合理的内、外涵的喷管面积,从而指导用户最大限度地优化发动机的性能和延长发动机的使用寿命。     

整机结构设计的新评估方法—结构效率

开展整机动力学的研究工作,是保证在役发动机安全使用和在研发动机成功设计的迫切需要。本文从整机动力学的角度,提出一种量化各种结构设计对整机性能收益的评估方法—结构效率,进一步揭示其内涵,建立初步分析方法。通过某转子/支承系统的结构优化算例,指出了结构效率在整机结构设计中的优越性,并对结构概率的进一步研究前景和研究重点进行了论述。     

基于Clean-SC的航空发动机整机喷流噪声定位识别研究

针对航空发动机整机喷流噪声定位识别难题,开展了基于Clean-SC声源成像识别技术结合线形传声器阵列的航空发动机整机喷流噪声定位识别方法研究。以小涵道比涡扇发动机为对象进行了测试验证,获取了发动机整机喷流噪声的主要声源特性。该特性沿着发动机喷流轴线方向以及与发动机轴线呈一定角度的方向分布,不随发动机状态的变化而变化,且主要为1 000 Hz以下的低频声源。证明了本文方法的可行性,为后续航空发动机整机喷流噪声的声源定位研究奠定了基础,具有重要的工程应用价值。     

固液混合发动机多次点火启动试验

介绍了固液混合发动机(以下简称混合发动机)多次点火启动和关机的技术方案和试验研究情况,测量了混合发动机的性能数据,对影响混合发动机工作性能的各种因素进行了初步分析。试验结果表明:混合发动机可以实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节。     

固液混合火箭发动机仿真与优化设计

建立了固液混合火箭发动机的仿真模型和相应的单目标和多目标优化模型,编制了系统仿真程序;采用差分进化算法针对不同的优化目标对发动机的参数进行优化;针对挤压式系统建立了质量模型,在优化过程中考虑了主要部件结构质量对发动机性能的影响;针对固液发动机常用的侧面燃烧药柱编制了内弹道计算程序。以药柱几何参数、氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比等参数为设计变量,对发动机平均比冲、总质量、关机时飞行速度和密度比冲等性能参数进行优化,在Pareto分析的基础上选择了氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比对发动机性能的影响作了深入研究;最后对某型固液发动机进行了优化分析。     

基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法

为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。     

浅谈波音737飞机发动机的匹配

分析和阐述了波音737飞机的主要动力装置——CFM56发动机高、低压部分及发动机与发动机之间的匹配关系以及基于发动机各性能参数之间的内在联系。     

发动机总体与尾喷管三维并行设计研究

为解决某型涡扇发动机尾喷管改型中的流量匹配问题,利用iSIGHT软件平台集成零维发动机性能计算程序和三维混合室和尾喷管的流场计算程序,运用数值缩放(Zooming)技术,实现了混合室和尾喷管型面以及进出口面积的自动修正,解决了尾喷管和发动机流量匹配的问题,并准确地反映了混合室和尾喷管三维流动效应对流量系数、推力系数以及发动机工作点的影响.该方法可为实现涡扇发动机其它部件的Zooming技术提供有意义的参考.      

军用航空发动机的发展趋势

分析了现役军用发动机的性能情况,根据性能参数的定量数据的变化,研究未来发动机技术的发展趋势。