涡轮级间混合架构的变循环发动机总体性能研究（英文）

为满足军用空优战斗机的超声速巡航和亚声速巡航需求,提出了一种涡轮级间混合的变循环发动机架构,该架构包含两种工作模式和八种变循环特征。首先阐述了本架构设计理念与任务目标;然后建立了部件级实时动态变循环发动机模型;最后,在经过特有的粒子群寻优算法对变循环发动机亚声速巡航油耗寻优,对比第四代涡扇发动机油耗产生了12.75%亚声速巡航收益。此外,即使在超声速巡航点本架构也实现了一定的油耗收益和推力提升。在超声速巡航和亚声速巡航之间,可实现0.29～0.82的涵道比大范围变化。结果表明,该架构有望成为一种适用于下一代空优战斗机的变循环发动机架构。     

变循环发动机建模方法研究及验证

研究了变循环发动机(VCE)关键部件建模技术.采用叶尖叶根分段建模技术建立了两段风扇的数学模型,使之更适用于VCE.基于流场分析,建立了活门开度、外涵道进口总压、动压与外涵道总压恢复系数之间的智能映射,完善了外涵道模型.建立了VCE部件共同工作方程,获得了VCE部件级数学模型.基于欧洲空间与推进系统仿真数据库进行设计点计算,并开展了仿真验证.仿真结果表明:建立的数学模型表现出的工作性能与实际发动机实验结果一致,在低马赫数下双外涵道模式推力更大、耗油率更低;相反在高马赫数下单外涵道模式推力及耗油率优于双外涵模式,验证了所采用建模方法的有效性.      

短距起飞/垂直降落发动机建模技术研究

参考常规双轴涡扇发动机数学模型,建立了适用于短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机的变循环发动机部件级数学模型;通过特性外推,建立了轴驱动升力风扇数学模型;采用神经网络映射涵道总压损失的方法,建立了滚转喷管和外涵模型.根据STOVL发动机结构和部件变化特点,建立了稳态和动态共同工作方程.参照国外文献仿真数据进行设计点计算,并按照Bevilaqua提出方法开展了由常规涡轮风扇模式到悬停涡轮轴模式的过渡态仿真.仿真结果表明:建立的数学模型在悬停状态设计点和高空巡航点与国外文献数据相比误差均小于1.5%,推力达到悬停状态要求,符合STOVL发动机的设计特点,验证了该建模方法的有效性.      

变循环发动机建模技术研究

在对变循环发动机总体结构进行分析的基础上,参考双轴涡扇发动机部件模型的建立方法,建立了变循环发动机部件级数学模型.建立了区分叶根特性和叶尖特性的风扇部件模型,单外涵和双外涵模式的核心驱动风扇级数学模型.根据变循环发动机的特点,建立了反映变几何部件变化的稳态和动态共同工作方程.数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型能够实现工作模式之间的相互转换,并且在低空低马赫数双外涵模式下表现出了涡扇发动机特性,即高推力与低耗油率,而在高空高马赫数单外涵模式下相比涡扇模式提供的推力更大、耗油率更低,符合变循环发动机特点,验证了建模方法的可行性.      

基于近似模型的变循环发动机稳态性能分析及优化

针对变循环发动机可调节变量多的特点,基于变循环发动机稳态性能计算结果,提出了通过构建和利用近似模型对稳态性能进行分析、优化的研究方法,同时还建立了优化求解程序。以超声速巡航工况稳态性能的分析及优化为例,解析了主要变几何部件调节对推力和耗油率的影响,获得了满足优化条件的性能方案。与传统大范围变几何部件参数研究方法对比验证表明,该方法在提高设计效率方面作用显著。为变循环发动机性能分析及控制规律设计提供了一种研究方法。     

双外涵变循环发动机可变几何特性研究

建立了双外涵变循环发动机(VCE)总体性能数学模型,实现了变循环发动机与进气道进口流量匹配、双参数控制规律、可变几何部件性能模拟。依据单/双涵道模式、最大推力/最小耗油率模式、是/否开加力选取了起飞、亚声速巡航、超声速巡航、加速爬升4个典型航段,分析了变循环发动机10个几何可调节变量在不同飞行条件下的控制规律及其对发动机安装性能和稳定性的影响。结果表明,相比于几何不可调节变循环发动机,几何可调节的变循环发动机在亚声速和超声速巡航阶段的安装耗油率可分别降低3%和30%,加速爬升阶段的安装推力可增加42%,并且保证发动机均能具有足够的喘振裕度。     

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

变循环发动机风车起动建模及仿真研究

为了满足变循环发动机风车起动性能仿真的需求，建立了变循环发动机部件级风车起动模型。针对旋转部件等熵效率不连续的问题，提出使用换算扭矩代替等熵效率的方法，给出了旋转部件全转速特性拓展方法。提出了考虑点火及燃烧稳定性的燃烧室稳定性模型。考虑了变循环发动机的8个可调参数，采用差分进化算法对变循环发动机的风车及风车起动性能进行了优化。结果表明，风车状态时，变循环发动机在单外涵模态具有更高的核心机物理转速，有利于点火之后核心机物理转速快速趋于其慢车值。单外涵模态时，变循环发动机在风车状态的可调参数仅与飞行马赫数有关，为了保持较高的核心机物理转速，后涵道引射器外涵面积需随飞行马赫数的增加而减少，其余参数皆固定在其最佳值。飞行高度6km、马赫数0.8时，变循环发动机在单外涵模态下的风车起动时间为1.4s。风车起动过程中燃油流量的增长主要受燃烧稳定性所约束。通过对可调参数的优化，可使变循环发动机在风车起动过程中的关键性能参数最大程度的逼近其限制值，从而减少风车起动时间。     

变循环发动机地面起动建模及控制规律设计方法

针对旋转部件等熵效率不连续的问题,提出使用换算扭矩代替等熵效率的方法,给出了旋转部件低转速特性拓展方法并获取了旋转部件的全转速特性.提出了可考虑点火及燃烧稳定性的燃烧室稳定性模型,最终建立了变循环发动机部件级整机起动模型.考虑了变循环发动机的8个可调参数,采用差分进化算法对变循环发动机在双外涵及单外涵模态下的起动过程进...     

变循环发动机性能数值模拟

在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.      

变循环发动机模态转换的几何调节规律

考虑了变循环发动机转子惯性效应和部件容积效应,分析了模态选择阀门面积、核心驱动风扇级导叶角度、低压涡轮导向器面积、喷管喉部面积等几何参数及其不同组合调节方式对变循环发动机模态转换过程的影响,并与实验数据进行了对比.结果表明:所建立的数学模型能正确反映变循环发动机在模态转换过程中参数的变化规律.为确保转换过程的顺利进行,在放大(关小)模态选择阀门面积时,应关小(放大)核心驱动风扇级导叶角度.低压涡轮导向器面积和喷管喉部面积的调节可使得转换过程中参数的变化更加平稳.      

可变面积涵道引射器对变循环发动机性能影响

分析了变循环发动机前、后涵道引射器的几何调节方式,建立了变循环发动机稳态及过渡态数学模型,并考虑了前涵道引射器和模态选择阀门由于面积突变引起的局部总压损失,模拟了变循环发动机单外涵模式、双外涵模式及模态转换过渡态过程中,前、后涵道引射器面积对发动机性能和稳定性的影响,并与NASA试验数据进行了对比.结果表明：单外涵模式,放大前涵道引射器内涵进口面积会减小变循环发动机的回流裕度,但可增大风扇和核心驱动风扇级的喘振裕度;在由单外涵模式过渡至双外涵模式的模态转换后期,减小后涵道引射器外涵进口面积可减缓风扇压比的下降;建议前涵道引射器选择总面积保持不变而内涵进口面积改变,后涵道引射器选择内涵进口面积保持不变而外涵进口面积改变的调节方式.     

变循环发动机模态转换数值模拟

对双外涵变循环发动机的模态转换过程进行了研究,设计了变循环发动机模态转换方案,确立了模态转换时的多部件调节规律,采用稳态模型对模态转换进行了数值模拟.结果表明,所设计的模态转换方案可行,能够使变循环发动机的涵道比发生明显改变,并有效提高了发动机在部分推力时的空气流量,与设计参数相同的常规涡扇发动机相比,其安装耗油率明显降低.      

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%。     

基于Fibonacci搜索方法的航空发动机性能寻优

介绍了Fibonacci搜索方法应用于发动机性能优化中的原理,建立带两个出口面积、气流马赫数可变的引射器的涡喷发动机的总体性能计算模型,应用Fibonacci搜索方法在优化参数区间内对该发动机进行了最大推力、最低油耗、最低涡轮前温度模式的寻优.举例说明了Fibonacci搜索方法应用的具体过程.给出了不同高度、马赫数下的寻优结果.结果表明:最优目标性能满足的约束边界与飞行高度、马赫数密切相关.不同的飞行高度、马赫数对应了不同的最优控制策略.但不论飞行任务如何,根据该方法进行的优化控制所获得的目标性能是最佳的.该优化方法不仅适用于该类涡喷发动机,也为其他类型航空发动机的优化控制打下一定的基础.      

三外涵变循环发动机推力性能优化计算及分析

提出了一种基于商用软件Isight的三外涵变循环发动机稳态性能优化方法,构建了优化设计平台,扩展了稳态性能计算程序的参数研究及优化功能。利用所建立的优化设计平台,开展了典型状态点的优化计算,并与传统设计方法进行了对比;以最大状态推力最优为目标,分析了不同工况、不同工作模式的发动机稳态性能。研究结果表明:基于Isight的优化平台能够显著提高三外涵变循环发动机稳态性能优化的精度和效率,快速获得发动机最优性能;当以最大状态推力最优为目标时,随着进气温度的增加,推力最优的工作模式依次为单外涵+第三外涵模式、单外涵模式、三外涵模式和双外涵模式。      

变循环发动机过渡态性能直接模拟方法

为了实现多变量可调的变循环发动机（VCE）过渡态性能模拟和控制规律设计,在稳态逆算法和过渡态性能隐式格式计算方法的基础上开发了变循环发动机过渡态直接模拟方法。在稳态逆算法模型中加入容积效应和转子动力学方程,实现了同时给定加速率、涡轮前温度和压缩部件工作点的条件下直接模拟计算过渡态过程中变几何参数和燃油流量的调节规律,验证了方法的精度和可行性,并将该方法用于变循环发动机转模态性能模拟和控制规律设计。计算结果表明,过渡态直接模拟方法的误差在0.58%以内,超声速巡航状态下由单外涵模态转换到双外涵模态的时间约为1 s,海平面静止状态下双外涵转单外涵的时间约为3 s,且推力、转速、涡轮前温度、喘振裕度等参数过渡平稳。该方法可简化转模态控制规律设计流程,并提高设计精度。     

某航空活塞发动机机械增压器旁通阀门开启特性分析

机械增压器现已在汽车发动机上得到了广泛应用,但其在航空活塞发动机上的应用和研究较少.分析机械增压器的工作过程,在簧片阀模型的基础上,考虑旁通阀门启闭压力与涡轮增压器压比之间的线性关系并对其建模;搭建某型航空活塞发动机GT-POWER数值仿真模型并进行实验验证,在整机模型的基础上,研究不同转速下通过旁通阀门的质量流率以及不同高度下旁通阀门的通流面积.结果表明:巡航工况下,海拔2680 m时阀门关闭;起飞工况下,海拔3000 m阀门关闭,该结果可为发动机实际高空飞行提供理论支持.