基于部件法的涡轴发动机性能计算模型研究

为研究自由涡轮式涡轴发动机的稳态特性,建立了基于部件法的涡轴发动机稳态特性计算模型,编制了计算程序,并指出了涡轴发动机各部件在共同工作时需要满足的平衡关系,同时建立了求解稳态特性计算模型的非线性方程组。然后利用编制的稳态特性计算程序,计算了某涡轴发动机在考虑使用限制时的最大状态特性和不同高度下的节流特性。通过对计算结果...     

再生冷却超燃冲压发动机整机稳态热分析

为了对再生冷却超燃冲压发动机进行热分析,结合三维燃气流场计算软件平台、国内航空煤油物性计算程序,发展了三维热分析计算程序.在Ma=4.9和5.86两种工作状态下,对再生冷却超燃发动机整机进行了三维热分析,得到了发动机局部高温区位置,并研究了冷却剂流量分配对发动机冷却的影响.      

涡轴发动机技术参数与发展趋势评估

为了给先进涡轴发动机总体性能设计和尺寸与重量计算提供技术参数选择依据,本文收集10台一至四代国外典型的涡轴发动机技术参数,建立总体性能计算和尺寸与重量联合计算的涡轴发动机技术参数评估模型并开发计算程序,利用计算程序对收集的技术参数进行评估,获得涡轴发动机技术参数的水平和发展趋势,并预测下一代先进涡轴发动机的技术参数;以技术参数发展趋势为基础,研究各部件主要的气动、结构、强度、材料参数变化对涡轴发动机性能的影响。获得的涡轴发动机技术参数发展规律及其对发动机性能参数的影响,为先进涡轴发动机总体设计提供了依据。     

某型飞机发动机性能数值模拟研究

航空发动机数字仿真是现代系统仿真和信息科学等领域最新成果在航空发动机上的综合应用。用Fortran77程序建立了某型飞机双轴涡喷发动机的数学模型,对发动机非设计点计算以低压转子物理转速n1=11 212 r/min为控制规律,利用Fortran程序求得发动机在最大状态时的性能参数,并对双轴涡喷发动机的速度特性、高度特性以及节流特性做了简要的分析。计算结果和某型飞机双轴涡喷发动机实际性能数据作比较,在大多数情况下吻合良好。     

再生冷却超燃冲压发动机传热计算分析与试验

为了计算评估再生冷却超燃冲压发动机的传热特性,并确认计算结果可信,结合固壁三维热传导方程、三维燃气流场计算软件平台和燃油物性计算程序,发展了能对再生冷却超燃冲压发动机进行三维热分析的计算程序;将水冷和油冷通道传热试验、再生冷却超燃冲压发动机传热试验和燃油冷却面板传热特性试验的测量值与计算数据进行对比研究,计算结果与测量值符合较好。     

某型涡扇发动机起动和加速过程数值模拟

借助国内外涡扇发动机过渡态数值模拟研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机起动加速过程的数值模拟研究。首先参照风机和泵类机械低转速部件特性相似理论,结合指数外插法,成功地发展了航空燃气涡轮发动机低转速部件特性扩展方法和计算程序;其次,基于燃气涡轮发动机部件匹配原理,写出描述部件内动态流动过程的三个基本方程：动量守恒方程（功率平衡方程）、流量连续方程和能量守恒方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机起动加速过程的数值计算模型和程序,对某型涡扇发动机的起动和加速过程进行了数值分析,并与试验数据进行了对比分析。结果表明,给出的数值计算结果与试验数据具有较好的一致性,表明发展的模拟涡扇发动机起动加速过程的数学模型和程序是合理的。     

变几何部件对发动机性能的影响分析

变循环发动机是现代多用途战斗机的理想动力装置,实现变几何调节是其发挥性能优势的关键。主要利用所建立的发动机稳态性能计算程序,分析和计算了变几何部件对发动机性能的影响。     

涡扇发动机低转速部件特性扩展和风车状态性能模拟

借助涡扇发动机风车特性研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机的风车性能数值模拟研究.首先,基于不可压流理论,附以可压缩效应修正的指数法发展了补充慢车转速以下部件特性的计算模型和计算程序;其次,根据流量连续、压力平衡、功率平衡、燃烧室进出口总温相等及转速相等等约束条件建立了风车状态时涡扇发动机高低压转子及整机的共同工作方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机风车状态特性计算模型和程序,并以某型涡扇发动机为例,计算分析了不同飞行条件下发动机的风车特性,从计算结果看,其趋势是合理的.     

低马赫数冲压发动机巡航飞行时间的最佳化

本文谈的是以低超音速马赫数飞行的,用贫燃料混合物工作的冲压发动机,对通过这样冲压发动机的一元流进行了分析,并编制成了计算程序。由于增添了使用经验阻力数据的程序,一种估算发动机质量的模型和一种此例法,使得在规定了净推力和巡航飞行条件下,对于一给定的总质量,有可能计算出巡航时的飞行时间。     

加力式SteamJet发动机性能模拟

为了研究射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了喷水预冷却的热交换系统计算、物性修正计算和发动机部件特性修正计算的数学模型,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的Steam-Jet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序.计算分析了SteamJet发动机在不同风扇进口总温下沿飞行轨道的特性,以及喷水预冷却对发动机加力燃烧室的影响,并对SteamJet发动机风扇进口总温进行了合理的选择;对加力式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析.结果表明,SteamJet发动机可大幅度拓宽涡轮发动机的工作范围,与非加力式SteamJet发动机相比,加力式SteamJet发动机具有更好的推力特性,能够满足高超声速飞行的需求.      

冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机特性

为了系统深入地研究冷却剂/氧化剂组合式射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了射流预冷却的热交换系统计算、物性修正计算、发动机部件特性修正计算和含氧化剂的燃烧室计算的数学模型,在此基础上,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的SteamJet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序。初步设计了SteamJet发动机的最大加力状态控制规律,计算分析了SteamJet发动机在不同冷却剂/氧化剂配比下沿飞行轨道的特性,并据此提出了影响冷却剂/氧化剂配比选择的主要因素;对冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析。结果表明,与喷水预冷却的SteamJet发动机相比,冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机具有更好的燃烧稳定性和推力特性,能够满足高超声速飞行的需求。     

液体火箭发动机静态仿真通用模块化方法

提出了一种新的液体火箭发动机静态仿真模块化计算方法。该方法按照预定的计算顺序,对发动机系统的各个模块进行迭代计算,并采用拟牛顿法求解系统可调变量。该方法对各种发动机静态仿真具有通用性,可用于分析发动机系统内外干扰因素对发动机性能的影响、发动机静态故障仿真或发动机调整计算。该方法能较大地减少系统未知量数目,求解速度快,精度高。该方法已在计算机上采用面向对象程序设计实现,本文给出了用该程序对某液体火箭发动机进行静态特性计算的结果。     

一款多功能通用双转子发动机性能计算方法

对CJ828飞机已经选好的GEnx-1B67发动机进行了分析,针对该款发动机缺乏性能曲线和相关参数的情况进行计算和模拟迭代,并设计一款可以实现参数模拟校核、性能曲线计算和模型试验对比等功能的面向所有双转子发动机的性能计算程序.实现了GEnx-1 B67的无参数性能计算,支持了CJ828各状态性能的计算,在当今技术保密的环境下对发动机性能模拟有比较重要的意义.     

二十一世纪的航空技术(8)——推进技术(下)

推进系统的高速计算技术今后十年新发动机研制很有必要采用计算流体力学(CFD)和高速计算技术,以缩短研制周期并找出新的最佳设计方案。 高速计算面临的技术挑战包括: 有掺混和激波损失的多级叶轮机气流流动; 低污染燃烧室设计,应用综合考虑化学动能、流体力学、传热、材料和结构的计算程序; 用与推进系统稳定性和控制新思想有关的程序描述非定常现象; 通过CFD,将声学和噪声特性反映在发动机的初始设计过程中。     

变几何发动机性能数学模型

将可变几何的压气机、涡轮特性计算程序和发动机稳态性能计算程序综合,评估风扇、高压压气机静子可调叶片角度、高压和低压涡轮导向器面积、混合器进口内外涵面积比、以及喷管喉道面积的调节对加力涡扇发动机性能的影响。计算结果表明,通过优化调节,可以大幅度地改善发动机性能。     

二维装药通用计算方法及程序

所谓装药计算就是求出发动机内弹道计算所需要的装药几何参数。 现代的固体火箭发动机装填系数都很大,因而侵蚀燃烧现象比较严重。为了更准确地计算发动机的内弹道参数,必须考虑由于侵蚀燃烧而引起的装药截面积的变化。考虑这一因素的内弹道计算方法一般是将药柱沿轴线分段计算,这样就需要对装药每一节点处各个时刻的装药几何参数进行计算。装药计算量是相当大的,需要编制计算机程序来配合相应的内弹道计算。目前,国内大多数程序都是针对某一种特定药型的,这使得该程序的使用受到限制。所以有必要对目前国内固体火箭发动机中大量使用的装药进行研究,编制出通用的计算机程序。     

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...     

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.      

小型涡喷发动机整机流场数值模拟技术研究

为计算某小型弹用涡喷发动机流场,研究了针对涡喷发动机整机的建模、网格处理以及动态工作点确定等关键技术。通过复杂结构部件建模和拼接,建立了涡喷发动机整机流场计算网格,理论模型中考虑了叶轮流场、湍流和燃烧过程的模拟,并以作用转子上气动力矩为基础计算转子的转速。在通用计算流体力学（CFD）软件中,通过编写UDF程序构建了发动机流场的计算框架。结果表明：全机流场仿真技术为分析涡喷发动机工作过程提供了有力工具,同时揭示了几何建模的精度等因素对计算结果准确性有较大影响。     

热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构分析

为了评估热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构特性,初步发展了数值模拟方法。将AHL3D计算的超燃发动机三维内流场结果作为输入条件,然后通过参考焓法得到热环境数据,最后将发动机流道的热环境数据和压载数据输入到热/力响应有限元计算程序。通过对地面试验发动机的非稳态热分析计算结果表明,数值模拟方法适用性较好;沿轨道飞行发动机在发动机点火前机体最大温度可达825 K,喷涂绝热涂层能够降低机体温度;发动机机体的应力和位移随着时间的增加而增大。