涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性数值研究

红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性,结合引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算红外辐射强度,研究了普通引射喷管以及带5°下倾角的引射喷管后半球3～5μm以及8～14μm波段的红外辐射强度空间分布规律,并与相似尺寸的涡扇/涡喷发动机收缩喷管进行比较。结果表明：在探测角度较大时,涡扇发动机引射喷管的红外辐射强度较收缩喷管小20%左右;引射喷管结构上的非对称性导致红外辐射强度角向分布也呈现非对称性特征;8～14μm波段与3～5μm波段的红外辐射空间分布规律基本相同,但辐射能量小40%左右。     

附面层抽吸对高负荷跨音风扇转子性能的影响

针对高负荷跨音速压气机存在强激波及严重的激波与附面层干扰,以某高负荷跨音风扇转子为研究对象,采用数值方法研究了吸力面不同抽吸位置对风扇转子性能的影响。结果表明：高负荷跨音风扇转子存在激波和逆压梯度引起的附面层分离,合理的抽吸位置既能有效的削弱激波与附面层干扰,又能控制尾缘分离,使通道激波后移,扩大流道高马赫数范围;通道内三维激波范围的扩大会带来转子稳定裕度的负面影响。     

发动机进口附面层测量试验与数值模拟

以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建发动机附面层测量试验系统,进行了多种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的附面层测量试验。通过试验数据分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机进口附面层厚度的影响。建立三维数值模型,计算了相应工况下的附面层特性,计算数据与试验数据吻合良好。研究结果表明:随着发动机状态的增大,进气道出口的附面层物理厚度增大、附面层位移厚度减小,附面层对空气流通能力的影响降低。     

无人机用小型航空发动机可靠性指标评定

为了评价小型航空发动机在研制过程中的可靠性水平,基于其结构和使用特点,建立了可靠性参数体系和指标评定方法;选择平均故障间隔时间（MTBF）、起动可靠度（RSS）、平均致命故障间隔时间（MTBCF）作为发动机的可靠性参数,采用Bayes数据融合方法建立MTBF评定模型、采用故障树分析方法建立RSS评定模型、采用关键件的寿命分布建立MTBCF评定模型;与传统取平均值计算方法相比较,提出的方法将发动机的故障数据分类统计、分层次评估,能够全面反映出系统的可靠性状态,并有利于发现系统中存在的薄弱环节,通过应用实例说明了该方法的有效性．     

涡扇发动机试车台推力测量与校准技术概述

简单介绍了涡扇发动机试车台的类型与结构,重点阐述了台架推力测量与校准的方法,并对试车台推力测量系统的误差来源进行了初步分析。结合国内涡扇发动试车台校准现状,提出了开展试车台现场校准技术研究的重要意义。     

基于容积法的某涡扇发动机动态建模方法

考虑了容腔的质量和能量的储能效应,提出了基于容积法的涡扇发动机实时数学模型建模方法,建立了容腔压力和温度的微分方程,容腔的压力和温度可以用不迭代的数值法求解.同时,利用C++面向对象编程语言,建立了某涡扇发动机动态模型.用建立的发动机动态模型和商用软件Gasturb 10分别计算了发动机性能,并进行了对比,结果表明:该模型与Gasturb 10的运算结果具有良好的一致性,高压压气机转速、涡轮进口温度及压气机喘振裕度的响应结果最大相对误差小于1%.容积法避免了数值迭代,可以保证模型计算的实时性.      

加力式双转子混合排气涡扇发动机全状态数学建模技术

根据部件法建立了加力式双转子混合排气涡扇发动机全包线稳态数学模型.基于该模型,利用容积动力学原理,建立了起动数学模型.将该原理扩展到慢车状态以上,建立了包括起动、加减速、开关加力、停车等完整过程的全状态动态数学模型.以此为基础,给出了加力式双转子混合排气涡扇发动机在飞行包线内的高度特性.根据加力式双转子混合排气涡扇发动机原理,设计了简单的起动调节规律、加减速调节规律、加力调节规律及停车调节规律;计算了海平面标准大气条件下的从起动、加减速、开关加力、停车的完整动态过程.理论分析与仿真结果表明:该建模方法能够正确完成加力式双转子混合排气涡扇发动机的全包线的稳态计算和全状态动态计算,准确反映了该发动机在整个飞行包线内的全部工作过程.      

航空发动机多变量变增益控制器设计及仿真

针对航空发动机全包线工作下的多变量变增益控制器设计问题,给出了一种改进的埃德蒙德算法（以下简称KQ算法）并进行了仿真应用。首先,阐明了多变量KQ算法的控制原理与优化算法,进而通过闭环期望函数选择、控制器结构选择以及控制器参数优化进行了KQ控制器设计,并针对所设计的KQ控制器,给出了稳定性证明和系统奇异值分析。分析表明所设计KQ控制器能够使系统闭环稳定,且具有满意的低频指令跟踪、干扰抑制能力、传感器噪声的抑制、高频未建模动态的鲁棒稳定性和低频发动机建模误差不敏感等性能,满足发动机控制要求。其次,通过调度变量选择、设计点KQ控制器设计以及采用插值方法的非设计点KQ控制器设计等过程实现某型涡扇发动机的多变量KQ变增益控制器设计研究,并进行仿真验证。仿真结果表明,设计点条件下,当涡轮后温度和增压比参考输入均为阶跃信号时,其被控参数响应速度很快,且上升时间均小于1 s,耦合影响小于6%,设计点KQ控制器满足控制要求;非设计点条件下,利用插值方法建立的KQ变增益控制器具有较好的性能,能够实现该型涡扇发动机全包线控制性能要求。      

基于改进平方根无迹卡尔曼滤波方法的涡扇发动机气路状态监控

针对涡扇发动机气路状态监控存在模型未知或不准确导致滤波效果下降甚至发散的问题,研究了一种融入高斯过程回归（GPR）的改进平方根无迹卡尔曼滤波（UKF）方法.该方法利用GPR对训练数据进行学习,建立发动机气路部件状态监控的GPR模型,替代UKF方法中的非线性系统模型;采用超球体单形采样和平方根滤波方法来提高滤波的计算效率和数值稳定性.仿真结果表明:训练的GPR模型解决了UKF方法对发动机原系统模型和噪声协方差矩阵依赖性的问题;与扩展卡尔曼滤波（EKF）和平方根UKF方法相比较,改进平方根UKF方法精度更高,对健康参数的估计精度达到99.9%,实现了对涡扇发动机单个和多个气路部件健系参数的有效跟踪.      

大涵道比涡扇发动机风扇转子叶片优化

采用掠形设计技术对一台大涵道比涡扇发动机的风扇转子叶片进行了三维优化.通过三维定常Navier-Stokes（N-S）方程计算,分析了叶片尖部及根部掠形设计参数对风扇转子性能的影响.结果表明,叶片尖部前掠和根部后掠都能增加风扇转子的堵点流量,扩大其稳定工作范围.采用叶片尖部前掠和根部后掠的组合方案优化了叶片.单转子计算结果表明,优化后叶片的堵点流量增加约2%,设计流量点总压比和等熵效率分别增加5%和2%;风扇/增压级整机内外涵联算结果表明,优化后在起飞、巡航和爬升转速下,外涵的稳定工作范围都明显增加,巡航转速下,堵点流量增加约2.3%,失速点流量减小约5.2%,设计流量点的外涵总压比和等熵效率分别增加2%和0.8%,优化后内涵特性没有明显变化.