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。     

环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。      

轴对称分开排气喷管改混合排气喷管设计方法

为将涡扇发动机轴对称分开排气喷管改型设计为混合排气喷管以获取混合推力增益且改变其红外辐射(IR)特征，提出了一套基于CFD数值计算评估的轴对称分开排气喷管改型设计方法。研究结果包括:①提出了内、外涵气流不同程度掺混时推力的估算方法，估算值与真实值的误差在所研究参数范围内不超过0.005；②分析了内、外涵气流掺混对改型设计的影响，喷管外涵气流与内涵气流的总压比在0.8~1.5之间且掺混度大于0.1时混合排气最有可能产生推力增益，且掺混越好，增益越高；③轴对称分开排气喷管改型设计为带环形混合器的混合排气喷管后，推力系数增加0.0087~0.0126，而采用波瓣混合器时喷管的推力系数则增加0.0289；④相比于分开排气，混合排气喷管在0°~15°方向上的红外辐射强度有所增加，但在其他所有方位角上均大幅下降，最大降幅为77.5%。      

“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。      

某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究

针对某型双涵道分开排气涡扇发动机尾喷管模型的流动特性进行了数值计算研究和试验验证。利用NASA典型尾喷管模型的推力系数对比研究结果验证了数值方法的可行性,采用验证后的数值方法获得了不同飞行条件下和发动机工作状态下某型发动机尾喷管模型内、外涵道的流量系数和推力系数数据及其变化规律,并将数值计算结果与该型发动机在相同工况下的地面台架试验数据进行对比。结果表明:在试验工况全范围内,发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1.8%,总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0.5%。     

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%。     

基于二次流喷射的并联式TBCC排气系统性能提升技术研究

基于CFD数值模拟方法,分析了并联式涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)排气系统的内外流场特性,提出了在涡轮喷管下壁面处喷入高压二次流以提升排气系统性能的方式,研究了不同飞行状态下二次流喷射对排气系统性能(推力系数、推力矢量角)的影响规律。计算结果表明:二次流喷射会产生弓形激波,与喷管上膨胀壁面附面层作用产生新的分离区,提升涡轮喷管和冲压喷管内的整体压力,从而改善并联式TBCC排气系统的推力及推力矢量性能,且对亚声速和跨声速飞行状态下的并联式TBCC排气系统性能改善比较明显,可使轴向推力系数最大提升7.34%,推力矢量角提升12.76°。     

基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。     

二元引射喷管高空性能及对无人机红外抑制的数值研究

研究了长/短套管两种结构的二元引射喷管在高空飞行的无人机上的推力特性,以及对无人机3~5μm波段红外辐射特征分布的影响,同时还对比了高空和地面状态下二元引射喷管推力和红外辐射特征.排气系统和无人机的流场、温度场采用商用软件Fluent计算,红外辐射特征采用自主开发的软件（NUAA-IR）进行计算.结果表明:高空状态下二元引射喷管仍可以提高推力特性,但其效果略弱于地面状态;无人机采用二元引射喷管后在大部分探测方向上的红外抑制效果明显,最大降幅为90%;机尾探测方向上长/短套管两种结构的二元引射喷管的红外抑制规律与地面状态不同,短套管二元引射喷管的红外辐射强度大于长套管二元引射喷管,最大增幅为7%.      

分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验排气布局评估

为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性,采用数值仿真方法,对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算,并以发动机设计推力进行检验。结果表明:该发动机进行高空模拟试验时,排气扩压器直径应不小于3.5 m,排气扩压器直段长度不小于9.0 m,发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜;发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差,均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大,但巡航点推力变化斜率较大。     

分开排气系统的1种设计方法及其性能研究

针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。     

一种基于引射效应的流体推力矢量新技术

流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。     

喷管偏转对航空发动机特性影响的试验

通过整机地面试验的方法,对喷管偏转后发动机不同工作状态下各参数的分析,获得了矢量偏转时发动机推力损失、偏转效率、发动机工作特性变化等数据.试验结果表明:在相同高压转速下,随着几何矢量角的增大,发动机的推力损失增大,偏转效率先增大后减小;在相同几何矢量角下,随着转速的增加,发动机推力损失经历由增大到减小的过程,矢量喷管的偏转效率增大,但偏转效率均小于1;节流状态时发动机转速差随着几何矢量角的增大而增大,中间状态时发动机转速差不受几何矢量角的影响;发动机节流状态时的矢量偏转使风扇工作线上移,风扇裕度减小,工程应用中需考虑扩稳措施.      

三单元气氢/气氧塞式喷管发动机实验

以气氢/气氧为推进剂, 对三单元直排塞式喷管模型发动机(内喷管和燃烧室内衬采用耐烧蚀材料钨渗铜, 塞锥为碳钢)进行了热试实验研究.给出了实验结果, 进行了数据分析.在两个压比(燃烧室压强与环境反压之比)下, 获得了塞式喷管性能数据和塞锥表面5个测点处的压强分布.实验表明, 塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在压比值为50附近, 效率达到92%-93.5%;在压比值为350附近, 效率达到95%-96%.数值模拟的预示结果与实验数据吻合较好.      

三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验

为实现三维并联式TBCC排气系统的设计,利用基于二维最大推力理论的密切法设计了圆转矩变截面非对称冲压发动机喷管,并在冲压发动机喷管上壁面为三维曲面的条件下,利用转动加滑动共用面的调节方式实现了涡喷发动机喷管的内型面设计及其喉道面积的调节,从而完成了排气系统设计。随后对设计结果进行了冷流实验验证。结果表明,这种排气系统设计方法具有可行性。在冲压单独工作状态,壁面压力分布的数值计算与实验结果吻合较好,相对方均根偏差低于10.8%;在涡喷单独工作状态及共同工作状态,上壁面压力在激波附面层干扰区域内偏差较大,最大相对偏差可达30.6%。但壁面压力分布的数值计算与实验结果的整体变化趋势一致。      

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小；校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。