某型飞机发动机的安装推力计算

本文主要研究了一种计算涡扇发动机安装推力的方法。将INSTAL标准进气道/尾喷管设计参数与实际飞机进气道/尾喷管的设计参数相比较,根据INSTAL资料库中介绍的特性数据转换方法,将标准进气道/尾喷管特性参数转换为实际进气道/尾喷管特性参数。再结合飞机发动机的非安装推力计算程序,计算出飞机发动机的安装阻力和安装推力。经过与实际安装推力的资料数据对比,说明本文所用方法误差小,并且充分考虑了不同飞机之间的差异,比一般利用经验公式的方法更可靠。     

超燃冲压发动机/机体一体化优化设计

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的一体化性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了燃料为氢的超燃冲压发动机/机体一体化优化设计,对优化设计得到的超燃冲压发动机/机体一体化构型进行了二维数值模拟.计算结果表明:氢燃料超燃冲压发动机/机体一体化性能计算程序准确性较好,优化结果具有较高可...     

飞/发性能一体化技术在航空发动机设计中的应用

分析了国内外飞/发性能一体化设计技术的发展,中国现处于飞机和发动机双方通过协调确定各自技术状态阶段,尚未开展系统一体化设计。详细阐述了前机身、进气道与发动机在流场、流量及隐身性能,发动机尾喷管与飞机后机身在安装性能、隐身性能,飞机功率提取、环控引气与飞/发性能、稳定性等一体化设计技术的研究内容。详细分析了在航空发动机研制中应用飞/发性能一体化技术的主要关注点,并指出了飞/发一体化设计技术推广应用的方向。     

超声速进气道/发动机一体化控制

为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%.     

两级入轨运载器RBCC动力系统内流道设计与性能计算

针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。     

变循环发动机对飞机飞行性能影响研究

将飞机气动特性、发动机性能以及进/排气系统安装损失等模块集成为飞机/发动机一体化计算模型。对比分析了带CDFS的双外涵变循环发动机(CDFS VCE)、带FLADE的双外涵变循环发动机(FLADE VCE),以及同时带FLADE和CDFS的三外涵变循环发动机(ACE)和混排涡扇发动机(MFTF)装于不加力超声速巡航战斗机的飞行性能。结果表明,相比于MFTF,安装VCE后,飞机的起飞重量减少3%～4%,且FLADE VCE的性能最佳,ACE次之,CDFS VCE再次之。在亚声速巡航状态,VCE进/排气系统的安装阻力较MFTF显著降低,安装耗油率降低2%～3%;在超声速巡航或超声速盘旋阶段,VCE的性能优势不甚明显。     

超燃冲压发动机性能预测工程方法

基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

冲压发动机进气道/燃烧室/尾喷管耦合流场计算

采用耦合求解的方法进行了冲压发动机进气道/燃烧室/尾喷管流场一体化计算,进气道采用单一气体、变比热比模型,燃烧室和尾喷管采用多组分化学动力学模型,湍流模型为k-g湍流模型。进气道与燃烧室界面通过流量、静压等参数实现耦合。结果表明,通过合理设计参数的传递方式,可以快速实现进气道/燃烧室/尾喷管流场的耦合求解,流场分布合理。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

推进系统性能分析

本文应用我们所建立的推进系统性能计算程序,研究进气道-发动机-喷管匹配,分析了各种设计参数和使用条件对推进系统性能的影响,并把推进系统和飞机组成一个系统,进行发动机最佳循环参数的优选。     

旁路放气循环高速单轴涡喷发动机安装性能模拟

针对Ma3.5旁路放气循环单轴涡喷发动机,提出一种压气机旁路放气计算方法,建立基于进/排气系统特性数据库的涡轮发动机安装性能计算模型,分析压气机旁路放气对压气机共同工作线和发动机高空高速推力性能的影响,给出压气机旁路放气量的调节原则,计算发动机安装性能、进/排气安装阻力沿飞行轨迹的变化规律。计算结果表明:当飞行马赫数大于2.3后需打开压气机旁路放气,旁路放气阀门面积和放气流量均随着飞行马赫数的增大基本呈线性增大趋势;通过压气机旁路放气,可显著改善单轴涡喷发动机在高空高速飞行条件下的稳定性和安装推力性能,在飞行马赫数3.0附近,可实现安装推力提高30%以上;在跨声速至飞行马赫数2.0区间内,推力安装损失最大,约为非安装推力的25%～30%。     

机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。     

某型涡扇发动机在线流道清洗喷射参数选择与试验

为了解决某型飞机进气道距离长、流道形状不规则造成从进气道唇口喷射清洗发动机时喷射参数难以确定的问题,利用linearized instability sheet atomization（LISA）模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型,以液滴颗粒大小和运动轨迹为优化目的,以液滴在发动机气流进口端面的覆盖面和穿透能力为效果目标进行数值仿真,优化选取喷嘴的设计参数,减轻了试车工作量并降低了试验费用。通过飞机进气道与发动机联合整机在线清洗台架验证试验测试评估了预先选择喷射参数的喷嘴的喷射性能。台架试车结果表明:发动机采用冷运转状态清洗,喷射参数确定为雾化角为18°,喷嘴在喷射架上的安装角度为上偏角为7°30′,清洗车的供液压力为1MPa。针对发动机的冷起动或者慢车状态,选取的喷嘴类型、喷射压力、喷射角度和安装角度等优化的喷射参数是合理的,不仅能使清洗液滴覆盖整个发动机的进口区域并穿透整个叶栅,而且不会引起附加的风扇压气机叶片侵蚀。      

基于燃气发生器法的小型中涵道比发动机性能计算分析

为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明：发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。     

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aeropropulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimiz...     

利用ENSAAP程序计算喷管超音段壁面排气引射冷却系统性能与分析

在基线发动机性能计算的基础上,利用引射喷管抽吸特性和二次流进气系统的流量平衡技术,研究并提出了一种多缝引射喷管方案,用于降低喷管超音段壁面的温度,并开发出多缝引射喷管尺寸与分析程序ENSAAP。利用该计算程序,可分别计算设计条件下和非设计条件下的冷却空气流量和安装多缝引射喷管后所造成的安装推力损失,以及安装多缝引射喷管对发动机重量和飞机航程的影响。本项研究为发展具有低可探测性的先进发动机排气系统提供了可行的冷却方案和设计基础。      

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。