弹用涡喷发动机飞行试验启动加速性能仿真

结合导弹飞行的应用实际，利用有限的部件特性，建立了弹用涡喷发动机启动加速至巡航状态全过程的动态性能仿真模型。对仿真模型计算结果进行了分析，模型计算结果与飞行试验数据吻合较好。该模型的建立对导弹发射过程发动机性能的分析具有重要的现实意义。     

双轴涡喷发动机性能实时模拟简化模型

建立了能够实时模拟双轴涡喷发动机性能的数学模型。该实时模型包括:线性化的压气机特性模型、简化的涡轮特性以及非线性方程组的降维处理。在相同工况及进气条件下, 分别用非实时模型和实时模型对某型双轴加力式涡喷发动机性能进行了模拟, 并与试验结果进行了对比。结果表明, 该模型很好地解决了提高运算速度与保证计算精度之间的矛盾, 并且具有较高的收敛性。      

一种通用涡轴发动机起动过程建模方法研究

涡轴发动机可靠、快速的起动过程是进入驱动旋翼飞行器安全工作的前提,高置信度的发动机起动过程模型不仅可以对起动过程进行分析与优化控制,而且减少了代价昂贵的发动机台架试车次数。本文针对起动过程复杂非线性特性的建模难题,提出一种通用的建模方法:即基于级累叠方法,根据进口条件计算各级气体流动参数来获得压气机低转速特性数据,同时根据相似原理外推出燃气涡轮、自由涡轮低转速部件特性,并将冷转动模型和部件级模型相结合。最后,建立了涡轴发动机起动模型,进行了地面状态起动过程的数字仿真,并与试车数据进行对比,最大误差小于10%,结果表明所建立的模型能准确模拟涡轴发动机的起动过程。     

某型涡喷发动机状态空间模型的提取与修正研究

以某型单转子涡喷发动机为研究对象,在提取该型发动机状态空间模型的基础上,提出了单转子涡喷发动机状态空间模型的稳态及动态的修正算法,获得基于稳态及动态的修正模型.以阶跃输入响应对模型进行了检验,检验结果表明使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态及动态过程响应,解决了单转子涡喷发动机状态空间模型检验与修正的问题.     

吸气式空气涡轮冲压发动机的过渡态性能

为计算吸气式空气涡轮冲压(air-turbo-ramjet,ATR)发动机过渡态性能,建立了ATR发动机过渡态模型.通过与传统涡喷发动机供油原则对比得到了ATR发动机供油应遵循的规律,计算得到了给定供油规律下的ATR发动机加减速性能.结果显示ATR发动机在供油规律选择上更加灵活,并能很好地满足喘振裕度的要求.根据ATR发动机自身特点,在补足低转速特性后,本模型可直接模拟ATR发动机起动过程.      

涡轴发动机性能在线监测技术研究及试验验证

研究了基于模型的涡轴发动机性能在线监测技术,开发了涡轴发动机性能在线监测软件,并进行了真实台架试车试验验证.试验结果表明:软件能够自动判断发动机是否已进入准稳态工况,并根据当前的大气条件、燃气涡轮转速、动力涡轮转速,实时计算发动机其它状态量与性能量,如压气机增压比、动力涡轮前温度、轴输出功率、耗油率等.与模型计算结果相比,被试发动机压气机增压比稳态测量值最大偏低2.3%左右,反映了被试发动机与基准发动机之间的性能差异,验证了涡轴发动机地面台架试车性能在线监测技术的有效性.      

模拟单转子发动机起动性能的计算模型

描述模拟单转子发动机起动性能的计算机数学模型 -DSTGTB。该模型能模拟单转子发动机在地面状态的起动及高空台上的风车状态的起动性能 ,提供了分析和了解发动机在起动过程中运行特性的手段。模型是基于发动机的主要部件的气动热力匹配原理而实现的 ,燃气涡轮发动机的部件匹配技术已广泛应用于慢车以上的稳态和过渡态发动机性能的计算机模拟中 ,该模型通过对部件特性拓展和补建 ,使发动机的部件匹配技术应用于发动机的起动运行。现有的发动机稳态、过渡态模拟技术和匹配方法为本文的工作提供了基础。该模型被应用于某型发动机在地面台上从相对转速 1%起动到慢车状态的运行及高空台上风车状态下起动到慢车状态的运行计算中 ,计算结果与试验数据进行了比较。     

脉冲爆震涡轮发动机共同工作特性

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%。      

涡喷发动机涡轮改型匹配的数值仿真

改型后的涡轮在匹配上与发动机其余部件存在流量偏小和功率偏大的偏差，解决方案是改变涡轮导流叶片的安装角和调节涡轮出口的背压，采用将涡轮全三维仿真与发动机总体零维仿真相结合的设计方案，对某单轴涡喷发动机的涡轮特性改进对发动机总体性能的影响进行了研究，其结果可作为初步意见供以后部件改型设计参考。     

引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究

随着现代涡轴发动机性能的不断提高,其热力循环参数和引气量显著增加。针对这一问题,建立考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时,采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能;涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明:本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响,更接近发动机的真实物理过程,可为发动机空气系统设计提供输入。     

增广预测模型的航空发动机多变量约束预测控制

针对模型不匹配导致的模型预测控制性能下降的问题，提出了一种基于增广预测模型的航空发动机多变量约束预测控制器设计方法。在现有发动机状态空间模型基础上，将指令跟踪误差与系统状态的变化量增广为状态向量，设计增广预测模型以消除稳态跟踪误差，以控制量所需能量与模型预测输出误差最小为目标，利用带约束的序列二次规划（SQP）算法在线滚动优化控制变量。通过某型涡扇发动机非线性部件级模型的包线内不同状态下仿真分析，结果表明，控制系统无稳态误差，调节时间<2s，有效提高了发动机控制品质，实现了对输出量的限制管理。     

基于部件特性的螺旋桨数学模型通用建模算法

为了有效地建立螺旋桨数学模型和涡桨发动机数学模型,以及为涡桨发动机控制规律设计奠定基础,借鉴压气机部件特性缩比方法,提出了一种适用于螺旋桨部件特性的修正缩比方程;基于螺旋桨静态特性,提出了静拉力状态下的螺旋桨建模优化算法;针对螺旋桨低速前进状态下和高速前进状态下的不同工作特点,提出了两种不同的螺旋桨建模算法,以实现全飞行包线内的螺旋桨数学建模。通过与GSP (Gas turbine Simulation Program)软件仿真数据对比验证,其结果表明,基于所提出的算法建立的螺旋桨数学模型输出拉力、功率和效率的最大相对误差分别不超过3×10-6,3×10-6和6×10-5,同时,验证了算法有效性和通用性。     

涡轴发动机全状态实时气动热力学数值模拟

用“外推”法得到了某燃气涡轴发动机起动状态的部件特性,采用容积法建立了表达发动机热力过程特性的非线性方程组,解决了通常的部件法建模需要迭代的问题,建立了1个涡轴发动机全状态气动热力学实时模型;在起动建模中考虑了温升对部件效率的影响以及传热对燃气热焓的影响。给出了某发动机从起动到最大状态全过程的数值模拟结果。     

基于数据的发动机模型匹配方法研究

针对在使用环境条件下发动机部件特性未知的问题,为获得在实际装机条件下的发动机部件特性,采用1种基于参考数据的发动机部件级模型匹配方法,在对测量数据和模型特征分析的基础上,选取适当调整参数,以模型在非设计点的仿真输出与参考数据的匹配精度为目标,通过迭代方法求解部件特性。仿真数据表明:采用基于数据的发动机匹配技术得到的发动机模型,其仿真输出与参考数据的偏差均在允许范围内。利用该方法可以得到在使用条件下的发动机部件特性,为装机状态发动机的仿真预测提供技术支撑。     

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     

简单控制规律下涡喷发动机特性的研究

研究了用于无人飞行器上使用的小推力级涡喷发动机在简单控制规律下的多种重要特性。通过计算横模拟方法，重点研究某型发动机的设计点性能装订方法、不同进口温度条件下发动机的稳定工作裕度以及发动机能够适应的飞行包线，并揭示了发动机的一些潜在的缺点。计算结果在发动机设计、生产和使用过程中有重要的指导意义。     

一体化小涡扇发动机系统的气动热力数值模拟

建立了一体化弹用小涡扇发动机系统含粘性力项的准三维欧拉流动模型。燃烧室中给出了燃油相对浓度系数经验分布;用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;采用高阶精度Ｇｏｄｕｎｏｖ格式和时间推进法,交替使用显／隐格式,收敛速度快,计算准确度高。预测了巡航条件下发动机节流特性、内涵喷口几何面积对发动机性能影响,结果与其     

航空活塞二冲程汽油机排气口高度优化研究

针对作为无人机动力的某可变排气二冲程发动机在去掉可变排气系统后对发动机性能的影响，利用Fire仿真软件建立了发动机的缸内工作过程仿真模型，通过仿真和试验的方法研究了去掉可变排气系统后的发动机特性，结果表明:去掉可变排气系统后在2000r/min、10%节气门开度和5500r/min、50%节气门开度条件下，发动机的扫气效率降低，输出功率下降。在此基础上，利用仿真研究的方法对排气口高度参数进行了优化研究。去掉可变系统后排气口高度最优值为36.3mm时可以在保证常用无人机飞行转速范围内，各工况下扫气效率较高，发动机指示功损失最小，输出功率可以满足无人机动力需求。      

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。     

某型飞机/发动机一体化性能计算

研究了飞机/发动机一体化性能计算模型,并开发了一套相应的可视化计算软件.计算模型包括发动机非安装性能计算模型,进气道、尾喷管/后体特性转换模型,安装性能计算模型以及飞机性能计算模型.根据进气道、尾喷管安装特性法(INSTAL),利用进气道、尾喷管/后体特性转换程序求出实际的进气道、尾喷管安装特性,结合非安装性能计算程序,计算了发动机安装性能,并在此基础上计算了飞机性能.该软件已用于某型飞机的一体化性能计算,使用结果表明:①与经验公式法相比,采用INSTAL所得发动机安装性能估算结果与资料值接近程度普遍提高,最高可提高13%;②该软件计算结果合理,计算所需时间短,计算精度较高.