大涵道比分排涡扇发动机涡轮轴断裂过渡态性能仿真

为了研究双轴大涵道比分排涡扇发动机轴断裂失效后的动态性能,找出涡轮轴断裂后最先发生的危害事件,建立能够模拟气流参数毫秒时间量级动态响应的大涵道比分排涡扇发动机共同工作方程和性能模型.计算分析了地面起飞状态和巡航状态下某大涵道比民用涡扇发动机分别在高、低压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理,为主被动安全设计提供参...     

民用涡扇发动机结构与建模分析研究

数学模型是航空发动机性能仿真与控制系统设计的重要技术基础,针对民用涡扇发动机建模需求,以广泛使用的大涵道比涡扇发动机为研究对象,参考国外经验并结合理论分析,进行与整机建模相关的发动机主要部件结构特点和部件建模方法研究,给出发动机大风扇特性分解方法,分析空气引气系统、压气机稳定性控制系统、涡轮叶尖间隙控制系统、反推力装置等系统的结构和建模方法,以期为民用大涵道比涡扇发动机整机建模提供技术支持.     

中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究

为满足中国军用运输机和民用大飞机用大涵道比涡扇发动机的研制需求,加速提升中国试验技术能力,根据国外先进大涵道比涡扇发动机整机试验取得的成果,分析并明确了大涵道比涡扇发动机整机试验验证依据,制定了未来中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划,系统地论证了不同类别整机试验的关注点,总结了中国开展大涵道比涡扇发动机整机试验需突破的关键技术,为开展其整机试验理清思路。     

大涵道比民用涡扇发动机建模技术研究

基于大涵道比民用涡扇发动机的典型结构,建立了其详细非线性部件级模型,可模拟飞行包线内慢车以上加、减速动态过程。重点研究了叶尖间隙主动控制系统和反推系统建模技术,通过仿真分析了开启反推和实施叶尖间隙主动控制对发动机总体性能的影响,结果表明,民用涡扇发动机巡航状态采用叶尖间隙主动控制后可显著降低油耗,反推系统能够实现预期的负推力,缩短飞机着陆的滑跑距离。     

大涵道比涡扇发动机稳态调节规律分析

归纳总结了大涵道比涡扇发动机稳态调节规律的设计特点,计算分析采用不同调节规律对分开排气的大涵道比涡扇发动机性能影响。计算结果表明,不同调节规律对发动机性能影响有一定差异,需要根据发动机的用途选择合适的调节规律,结合计算分析给出了发动机稳态调节规律的实现方式。     

间冷回热循环航空发动机参数匹配研究

在常规大涵道比涡扇发动机热力循环基础上增加间冷过程和回热过程,发展了间冷回热循环航空发动机(IRA)的计算模型和相应的性能仿真程序.分析了采用间冷回热技术的分排大涵道比涡扇发动机的热力循环参数选择与匹配.结果表明:间冷度、回热度、外涵道间冷用气量、增压级和高压压气机压比分配、总增压比、涵道比等热力循环参数对IRA的性能有很大影响;合理应用间冷回热技术,并优化发动机热力循环参数匹配可以显著改善发动机的性能.      

风扇/压气机气动设计技术发展趋势——用于大型客机的大涵道比涡扇发动机

分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,需要在风扇/压气机气动研究方面尽快展开的一些关键研究.      

基于地面试车数据的高涵道比涡扇发动机飞行性能预估方法

为了预估高涵道比涡扇发动机飞行性能,使用GasTurb 11软件的试车数据分析功能计算出了某高涵道比涡扇发动机地面试车点与设计点各部件效率和流路损失的偏差.通过非设计点敏感性分析确定设计点与地面试车点的效率与损失偏差的相关性,最后预估得到高涵道比涡扇发动机的飞行性能.对某高涵道比涡扇发动机飞行性能预估研究表明:该方法切实可行,其中地面试车数据分析、地面和设计点偏差关系图、以及非设计敏感性分析是预估高涵道比涡扇发动机飞行性能的3个关键环节。      

大涵道比涡扇发动机循环参数优化算法研究及应用

针对多约束条件与多优化变量的大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题,提出了自适应三次变异差分进化算法,运用多个Benchmarks多峰函数对算法进行验证,并将该算法与大涵道比涡扇发动机性能计算程序相结合,对多约束条件下的循环参数进行了优化.计算结果表明:自适应三次变异差分进化算法比传统差分进化算法收敛精度更高、收敛速度更快,大幅度提高了大涵道比涡扇发动机循环参数优化效果,适合解决大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题.      

大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析

对军民用大涵道比涡扇发动机的现状和发展趋势等进行了阐述,从国家大型飞机工程的战略目标、大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面,对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析,简要介绍了我国大涵道比涡扇发动机的总体方案,提出了发展我国大涵道比涡扇发动机的主要关键技术,并分别从大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面,简要论述了关键技术解决途径与措施建议.      

基于动态边界的跨声速压气机过渡态三维模拟方法

针对航空涡轮发动机部件的过渡态,提出了一种基于压气机部件三维模型的过渡态性能计算方法,采用动态边界条件,以转速和出口静压为过渡过程的控制参数,二阶向后欧拉法求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程组,通过三维非定常模拟获得压气机的过渡态性能和内部非定常流场特征。以NASA跨声速压气机Rotor 67转子为模型,采用该方法模拟了压气机从60%设计转速加速至100%设计转速的过渡过程,获得了压气机过渡态性能及转子内部详细的激波结构与演变过程。对比通用特性结果,在整个过渡曲线上,总压比相对误差最大值小于6%,绝热效率相对误差最大值小于2%,验证了该方法的可靠性。结论表明:基于动态边界的三维非定常模拟方法能够准确模拟压气机的过渡态性能,并反映出过渡态的非定常流场详细信息。     

变桨角对舰船用燃气轮机过渡态性能的影响

基于SIMULINK平台搭建了分轴燃气轮机稳态、过渡态仿真的数学模型,利用该模型进行燃气轮机-螺旋桨共同工作动态仿真,分析了螺旋桨角度瞬态变化对燃气轮机性能的影响。在燃气轮机性能曲线网图和压气机特性线图中得到燃气轮机工作过程,并得到螺旋桨角度瞬态变化对燃气轮机性能参数的影响。     

涡扇发动机过渡过程模拟精化方法

以某涡扇发动机的过渡态性能模拟为研究对象 ,建立了过渡过程中零部件与气流之间的不稳定热交换、由于热交换引起的间隙变化以及引起的部件效率变化的数学模型 ,并且将此模型引入面向对象的航空涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的框架中。通过计算分析 ,零部件与气流之间的热交换对发动机过渡过程性能有显著影响 ;过渡过程叶尖间隙的变化引起的部件效率损失是不容忽视的。上述模型的建立将有效的提高涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的精度     

An extrapolation approach for aeroengine’s transient control law design

Transient control law ensures that the aeroengine transits to the command operating state rapidly and reliably. Most of the existing approaches for transient control law design have complicated principle and arithmetic. As a result, those approaches are not convenient for application. This paper proposes an extrapolation approach based on the set-point parameters to construct the transient control law, which has a good practicability. In this approach, the transient main fuel control law for acceleration and deceleration process is designed based on the main fuel flow on steady operating state. In order to analyze the designing feature of the extrapolation approach, the simulation results of several different transient control laws designed by the same approach are compared together. The analysis indicates that the aeroengine has a good performance in the transient process and the designing feature of the extrapolation approach conforms to the elements of the turbofan aeroengine.     

消喘调节系统工作时发动机工作过程数值仿真

应用混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机消喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了消喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响.仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性.仿真结果表明：主燃烧室切油相对各变几何通道调节更能有效地消除喘振;各变几何通道有个调节最佳值,且对高低压转子的影响程度不同.仿真模型与方法可为消喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础.     

固体火箭发动机特征间隙分析

为了分析大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布的主要原因，引入特征间隙概念，分析了其性质，并验证其适用性，将其作为设计准则，分析了两台发动机点火瞬态过程，认为大长径比发动机点火瞬态过程性能散布主要原因不是加工精度，而是点火装置性能散布，并用数值计算验证了这一结论。     

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

液体火箭发动机泄漏故障实时仿真

以某泵压式供应系统的液体火箭发动机作为研究对象, 进行泄漏故障状态下的模拟, 为提取泄漏故障模式、优化监控参数、泄漏故障检测和诊断奠定了基础。仿真的结果表明, 模型能够较精确实时地仿真泄漏故障     

基于Simulink 的燃气轮机动态仿真模型

采用面向对象的模块化建模方法,在Matlab/Simulink软件环境中,开发了燃气轮机动态无迭代仿真模型。研究结果表明,这种考虑容积惯性的仿真模型能较好地反映系统的动态特性,具有较高的精度和实时性,适用于对燃气轮机加速、减速以及其它大扰动等过渡工况的性能仿真。     

基于多模型切换的鲁棒自适应控制器

系统参数发生跳变时,为了解决多变量系统暂态响应变差的问题,提出一种基于多模型切换的鲁棒自适应控制器。该控制器由多个鲁棒自适应控制器组成,鲁棒自适应控制器保证系统存在未建模动态时能够使自适应系统稳定运行,引入的多模型策略保证系统参数跳变时具有良好的暂态性能。仿真结果表明,所提出的多模型鲁棒自适应控制器能够加快系统的响应速度,提高系统的暂态性能。