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航空发动机喘振主动控制技术的发展 总被引:1,自引:0,他引:1
概括了航空发动机喘振主动控制的三种控制策略的基本原理,分别为基于附加扰动喘振主动控制、基于分叉理论喘振主动控制及基于喘振预测主动防喘控制,总结了压缩系统稳定性模型、压缩系统失稳先兆及检测、主动控制传感器及执行机构等航空发动机喘振主动控制关键技术,及其存在的问题,并在此基础上预测了未来的发展趋势。 相似文献
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当压缩系统的工作点到达不稳定边界时,会产生旋转失速。但究竟在系统中仅仅是旋转失速或是进一步引起喘振,这在理论上和实际问题中都是值得研究的课题。Greitzer建立了一个非线性模型,以描述压缩系统的气动力学,从而提出了判别压缩系统喘振/旋转失速的一个无因次参数,叫B参数,(其中U为叶片的圆周线速度,a为音速,Vp为气压室容积,Ac和Lc为压气机的当量面积和当量长度)。当系统的B值大于某一临界B值(Bcr)时,系统会发生喘振;否则系统仅产生旋转失速。 相似文献
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在原Moore-Greitzer模型的基础上,发展了一个描述轴流压缩系统动态失速过程的一阶非线性模型。该模型耦合了旋转失速和喘振,并考虑了旋转扰动波中高阶谐波分量的影响,可用于详细分析旋转失速/喘振的动态特性、由失速状态退出的恢复特性,及系统参数的影响等。 相似文献
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深度喘振是压气机运行过程中最为恶劣的、极具破坏性的流动失稳现象,与压气机部件性能以及系统特性紧密相关。本文通过在压气机上下游采用特斯拉阀以改变系统特性,对比分析了不同特斯拉阀方案对深度喘振的影响规律和机理。研究结果表明,特斯拉阀位置不同对压气机深度喘振特性的影响不一样:压气机下游采用特斯拉阀延长了深度喘振中充放气时间,降低了深度喘振频率同时增大了喘振圈大小;而上游采用特斯拉阀可贮存高温压缩流体,提升进口总温从而使压气机折合转速降低,进而降低压气机最大压升,减小了叶轮所受最大非定常轴向气动力和喘振圈的大小,有效控制了喘振强度。 相似文献
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离心压缩机系统喘振的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在一个小型低压离心压缩机喘实验台上,针对不同储气槽容积,不同转速和不同阀门开度的各流量工况,对离心压缩系统的喘振现象进行了观察。介绍了使用示波器观察热线信号判断系统中倒流发生的方法,可用于实时地监测深度喘振的发生,同时,还对各种工况下的喘振形态及性能变化进行了实验观测。 相似文献
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在发动机上鉴定压气机的喘振裕度,评审发动机的工作稳定性是近几年提出的一项新的技术要求。本利用发动机的主油泵改装为燃油阶跃系统,对一台双轴发动机进行了喘振的试验研究。内着重讨论了燃油阶跃技术的一系列问题及瞬态诱喘时发动机的喘振特点.此外简要分析了发动机压缩系统与压气部件试验结果不一致的原因。 相似文献
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为了研究脉冲爆震涡轮发动机(pulse detonation turbine engine,PDTE)共同工作特性和整机性能,建立了其共同工作分析模型。一方面,利用该模型对PDTE原理样机的性能进行了评估并与试验结果进行对比,计算结果表明,模型计算误差不大于11.2%,随着工作频率的提高,PDTE原理样机推力可进一步提升,但共同工作线朝压气机喘振边界靠近。另一方面,以某涡喷发动机为原型,对利用脉冲爆震燃烧室(pulse detonation combustor,PDC)替换主燃烧室后的整机性能进行了研究。计算结果显示:保持PDTE的迎风面积和涡轮前温度与原涡喷相同,PDTE的最佳压气机增压比从原发动机的5.5减小到2.25,当PDTE工作频率达41.5Hz时,流量与原涡喷相同,此时推力比原涡喷提升20.2%,耗油率降低14.0%。 相似文献
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为了研究双轴混合排气涡扇发动机高压轴断裂失效后的动态性能,建立了轴断裂条件下涡扇发动机过渡态的共同工作方程,以及各部件考虑容积效应和气体惯性力的模型部件。在此基础上,分析了地面起飞状态和巡航状态下涡扇发动机高压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理。研究表明:涡扇发动机高压轴断裂会在不超过05s的时间内导致压气机喘振、涡轮前温度超温、涡轮转速超转等继发性危害事件。在不同飞行状态下出现的轴断裂,上述事件发生的先后次序各不相同。尤其在地面起飞状态下,涡轮超转事件极可能先于压气机喘振现象而发生,012s内涡轮即可达到其破裂转速。这些都需要在航空发动机被动安全设计中给予足够的重视。 相似文献
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离心压气机与脉冲爆震燃烧室共同工作分析 总被引:1,自引:1,他引:0
为了掌握压气机与爆震室相互作用机理,实现压气机与爆震室稳定匹配工作,针对离心压气机与爆震室共同工作过程建立了数值计算模型,并采用脉冲爆震涡轮发动机原理性试验系统进行验证,在此基础上结合传统航空发动机中压气机特性分析方法,对反传作用下的压气机工作特性进行了计算分析。结果表明:反传压力波使压气机内出现了瞬间的气体倒流现象,并且会在进气转接段内形成压力波动,使压气机出口长时间处于非稳态工况;压气机与爆震室匹配工作时,压气机工作特性线朝喘振边界靠近,效率低于0.39,而同转速下,压气机单独工作时,其效率均在0.81以上。 相似文献
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Xinqian ZHENG Hanxuan ZENG Baotong WANG Mengyang WEN Heli YANG Zhenzhong SUN 《中国航空学报》2023,36(3):107-120
In order to obtain the surge margin of an aero-engine during its operation, an engine surge experiment is required. A multi-dimensional simulation method for an aero-engine is established in this paper. The simulation of a surge experiment using high-pressure air-injection is then carried out on a turbo-shaft engine to obtain the surge boundary using this method. More specifically, firstly, a body-force model is employed to calculate the compressor performance owing to its capability of capturin... 相似文献
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介绍了弹用涡扇发动机气动稳定性计算的基本方法和评定流程。给出了进气畸变、附加功率提取、附加引气、加速过程对弹用涡扇发动机气动稳定性影响的计算分析模型。其中,进气畸变对发动机气动稳定性影响的计算采用平行压气机模型,基于李亚普诺夫理论的方法完成;附加引气、功率提取对发动机气动稳定性的影响采用通过对发动机转子间质量、动量、能量守恒方程进行修正的方法进行;加速过程对发动机气动稳定性的影响采用欧拉方法求解动态的质量、动量、能量守恒方程的方法完成;最后采用“层叠”的方法进行各种降稳因素的综合评估。通过比较可以看出,进气畸变是弹用涡扇发动机主要的降稳因素。 相似文献
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飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。 相似文献
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为了研究深冷组合循环发动机吸气模态最大状态控制规律,基于部件法建立了发动机热力学计算模型,依据整机共同工作条件确定了发动机非设计点计算的变量与平衡方程。根据工质间的相互影响关系,提出了以氦压气机转速和氦涡轮前温度为控制变量的双变量控制规律。在考虑发动机机械负荷、气动负荷、热负荷及压气机稳定裕度等限制的条件下,根据制定的最大状态控制规律,完成了高度特性和速度特性的计算。根据限制条件计算得到了发动机的工作包线,并指出了最大状态控制规律的区域划分。最后,将控制规律应用于工作包线内,获得了压气机转速、换算转速及工质流量等参数的分布规律。结果表明:工作包线上下边界分别取决于氦压气机喘振裕度限制和空气压气机换算转速下限,右边界限制取决于换热器1氦气出口温度上限。深冷组合循环发动机最大状态控制规律应划分为2个区域,分界线满足以下条件:空气压气机和氦压气机换算转速同时达到最大值。分界线以上空气压气机达到最大工作状态,分界线以下氦压气机达到最大工作状态。空气压气机进口参数是决定控制规律分界线的主要因素。 相似文献