基于高速慢车的航空发动机快速响应控制

针对传统航空发动机响应速度慢,难以在紧急事件中用于控制受损飞机完成起降过程的问题,采用高速慢车控制模式来提升发动机加速性能,通过增加发动机在慢车时高压压气机转速,为加速前期提供更大的燃油流量,从而缩短发动机从慢车至最大状态的加速时间。为保证慢车时高压转子转速提高的同时发动机推力和稳定裕度不变,通过修改高压压气机可调导叶控制计划来调整高压转子工作点。仿真结果显示,与原有控制相比,采用高速慢车快速响应控制模式的发动机加速上升时间从原来的2.00s缩短至1.86s,而高压压气机最小喘振裕度仅由16.01%下降至14.81%,同时慢车推力基本保持不变。     

某型发动机喘振特征分析及消喘系统验证试验

分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响:安装扰流板后的加速过程中,总压畸变和空气流量减少引起喘振,前者是主要因素,风扇先喘压气机后喘;提高供油量后的加速过程中,燃烧室油气比始终偏大,稳定工作裕度降低,高压燃气堆积并堵塞了空气流,压气机和风扇先后喘振.喘振过程中消喘系统可靠投入工作.获得了该型发动机的临界畸变指数.为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础.      

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

航空涡扇发动机吞水性能变化

为了解某涡扇发动机吞水后性能变化,基于常规地面试车台,设计并开展某涡扇发动机吞水后性能变化试验。进行了发动机在慢车状态、节流状态、中间状态和最大状态时,吞水量为进口空气质量流量的2%、3.5%和5%的试验。试验结果表明:慢车状态,风扇内、外涵出口温度的降低程度不随吞水量的变化而变化,吞水后发动机推力最多降低约20%;最大状态,风扇内涵出口温度降低的程度随着吞水量的增加而增加,吞水后由于低压转速提高,发动机推力最多升高约15%。吞水过程中没有造成失速、喘振以及发动机主燃烧室熄火。吞水后发动机性能无恶化。      

考虑限制保护的航空发动机起动控制技术

涡扇发动机起动控制方法直接影响发动机的起动性能.为在发动机整个起动过程中持续获得高、低压转子转轴上的最大剩余功率,提出了1种涡轮前总温Tt4闭环控制规律用于设计涡扇发动机起动控制的方法.对于起动过程中可能发生的风扇、低压压气机、高压压气机喘振和失速问题,在设计的Tt4闭环回路前加入喘振裕度限制保护控制,并考虑到在起动过程的第1阶段中在起动机带转到发动机点火前Tt4回路不起作用的特点,对Tt4回路设计了积分冻结逻辑.仿真结果表明:在满足给定喘振裕度和涡轮前总温不超温的条件下,涡轮前总温Tt4闭环控制方法能够以持续的最大剩余功率使发动机从静止状态起动到慢车功率状态.     

某涡扇发动机加速过程仿真研究

对航空发动机控制系统进行仿真是航空发动机可靠性工程的研究方向之一.本研究针对发动机在加速过程中必须保证发动机不会发生喘振、不出现超温的情况,对加速过程进行了分析.采用部件法建立了分开排气的涡轮风扇发动机加速过程的稳态模型和动态模型.利用Matlab语言及其函数库编写了基于Newton-Raphson的稳态算法,并进行了稳态仿真,得出了高压转速、低压转速、推力等性能参数与供油量之间的关系.研究了迭代法,利用Matlab (Simulink)实现了涡扇发动机的动态仿真,给出了不同加速供油情况下的性能变化情况.最后对3种不同加速时间下的喘振裕度进行了分析,得出了不同加速时间对喘振的影响.     

改进型主泵调节器性能标准研究

主泵调节器是涡扇发动机的重要组成部分,在研制过程中其功能结构往往根据需要进行优化改进,研究其改进优化的变化对于制定维修计划有非常重要的意义。本文依据某改进型主泵调节器配装的发动机控制规律及设计参数,采用理论推算确定该主泵调节器大慢车转速特性、高导叶片的角度特性、加速供油特性等性能参数,并通过局部及整体综合试验等验证方法形成其关键性能标准。     

压气机进口档板动态畸变流场参数分析

对某型发动机压气机进口档板动态畸变流场数据进行了研究。分析了流场稳态总压、总压脉动强度和涡旋尺度随档板插入深度、压气机流量的变化规律,以及各动态参数之间的相对变化特点;初步探讨了涡旋尺度、总压脉动强度、综合畸变指数和压气机喘振裕度损失等性能参数变化的关系,获得了有价值的试验研究数据结果。     

旋流器气量分配对全环燃烧室排放的影响

为研究一、二级旋流器气量分配对燃烧室排放性能的影响，在总气量恒定条件下，针对配装气量比分别为0.85和1.1两种方案双级轴向旋流器的全环燃烧室开展了地面慢车、空中慢车和起飞状态下的排放试验。结果表明：气量比从0.85增加到1.1，空中慢车和起飞状态氮氧化物（NOx）排放分别降低33%～52%和14%～38%，地面慢车状态CO和未燃碳氢（UHC）排放分别降低23%～49%和32%～36%。地面慢车状态两方案旋流器对应的NOx排放差异不大，且排放值均较低。CO和UHC排放主要集中在地面慢车状态，随着状态增大，CO和UHC排放量逐渐降低，且空中慢车和起飞状态对应的CO和UHC排放量差异不大。在本文试验范围内，全环燃烧室CO排放指数随着NOx排放指数的增加呈现幂函数下降，随着UHC排放指数的增加呈现对数上升。     

民用发动机空中慢车性能设计方法

空中慢车是应用于飞机空中下降过程的最小推力状态.为实现飞机与发动机性能的优化匹配,空中慢车需要在设计阶段综合考虑飞机性能和用户系统、发动机自身运行特性3方面的要求,包括飞机正常下降率、引气、功率提取、发动机附件运行和本体运行限制等设计需求.通过空中慢车设计需求分析并结合发动机推力控制模式,给出了基于引气压力的慢车设计方法和设计流程,并根据型号应用经验讨论了设计中的常见问题和对应处理方法.