航空发动机多设计点热力循环分析方法的构建及应用

针对航空发动机设计中涉及多性能需求与多约束条件的问题,提出一种以多个工作状态作为设计点进行热力循环分析的实现方法,并介绍了多设计点方法的构建及求解过程。采用单设计点方法和多设计点方法对大涵道比涡扇发动机进行热力循环分析,并对比了两种方法得到的设计域。结果表明,由于单设计点方法需假设某些热力参数在循环分析过程中不变,使设计域内部分区域不能满足性能需求或技术限制,且该区域内可能包含性能最优点。多设计点方法考虑了全部技术限制和所有工作状态的性能需求,在单设计点方法中不变的循环参数,在多设计点方法中作为非线性方程组中的迭代变量,确保了多设计点方法的设计域总是可以满足所有的性能需求和技术限制。     

基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取方法研究

以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。     

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.     

基于多设计点方法的陶瓷基材料涡桨发动机热力循环分析

为了研究陶瓷基复合材料（CMC）对先进民用涡桨发动机总体性能带来的提升,建立了双转子燃气发生器自由涡轮式涡桨发动机多设计点热力循环分析模型,并编制了相应的程序。计算分析了采用常规金属材料、仅高压涡轮导向器采用CMC以及整个高压涡轮部件采用CMC的涡桨发动机总体性能。结果表明：（1）高压涡轮导向器采用CMC且保持高压涡轮转子进口温度与金属材料一致,耗油率和单位功率性能最多分别提升1%和1.1%,同时可以使燃烧室出口温度最多降低83℃。（2）高压涡轮导向器采用CMC且保持燃烧室出口温度一致,耗油率和单位功率性能最多提升1.6%和6.5%。（3）当整个高压涡轮采用CMC时,耗油率和单位功率性能最多提升7.8%和20%。     

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。     

深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭发动机性能分析

为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭（Air-Turborocket, ATR）发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。     

带涡轮燃烧室的涡扇发动机设计点性能分析

本文采用气动热力循环参数分析方法,对一分开排气、涡轮级间带燃烧室的涡扇发动机进行了设计状态下的气动热力计算,分析了发动机不同部件对总体性能的影响。其结果可为新一代涡扇发动机的设计提供参考。     

部分充填下脉冲爆震发动机的热力循环性能分析

在完全充填脉冲爆震发动机的Ficket-Jacobs热力循环的基础上,提出了用于分析部分充填下脉冲爆震发动机的热力循环性能的分析方法.结果表明,部分充填的工作方式会降低发动机总的热力循环效率,当爆震燃烧用于功率输出时,这种工作形式是应该避免的;但另一方面,由于部分充填的工作方式使爆震燃烧释放的能量在燃烧产物和隔离气体间重新分配,这种工作形式可以提高脉冲爆震发动机的总效率.      

基于MDO策略的民用航空发动机概念设计研究

以某型民用涡扇航空发动机概念设计为例，集成了总体方案（包括热力循环分析、质量评估、噪声评估、氮氧化物排放评估）、风扇（包括气动设计、强度分析）、低压涡轮（包括气动设计、强度分析）3个子系统，以设计点耗油率、整机质量、飞越状态总声功率级、进近状态总声功率级和燃烧室氮氧化物排放量为优化目标，进行了基于多目标的整机多学科设计优化（MDO）的研究。对比研究了单学科可行(IDF)、协作优化(CO)和不对称子空间优化 (ASO)3种典型的优化策略及其在整机MDO中的应用，探讨了整机 MDO的建模方法、子系统间数据传递及解耦方式。结果表明:3种策略优化效率相当，优化时间最大相差742s；CO策略与ASO策略在整机MDO应用中优化效果较好，综合评价指标分别降低了0.82%和0.86%。