涡扇发动机加力接通过程喷管延时调节影响研究

探索涡扇发动机加力过程中喷管喉部面积与加力供油量的匹配机理,寻找改善发动机加力特性的技术途径对发动机加力系统设计工作具有重要的意义。结合某型涡扇发动机加力供油时序、燃油填充时序和尾喷管面积调节规律,建立考虑加力燃烧室和外涵道动态容积效应的发动机加力接通与切断过程数学模型,进行涡扇发动机加力过程的特性计算,研究喷管喉部面积调节延迟对加力过渡过程的影响。结果表明：在加力接通过程中,喷管延迟调节对风扇稳定裕度和转速的影响不大于 4%,对主机稳定裕度和转速的影响不大于 1%;当喷管面积调节延迟或出现卡滞故障时,为了保证主机稳定工作,可适当减少加力供油量以改善喷管流通能力,提高安全稳定裕度;特殊情况下,则应继续增加主燃烧室供油量,以保证加力推力。     

1种Ndot 过渡态PI控制律的设计方法

转子加速度的过渡态控制律已应用于先进的航空发动机控制系统的设计中,以改善过渡态的加减速性能,其优点在于N-dot控制计划能够保证同一型号发动机加减速性能的一致性,而不随发动机加工制造误差、材料差异及部件性能退化等因素变化。针对双转子涡扇民用发动机,提出了1种N-dot过渡态控制律的设计方法,基于差分进化算法,在发动机慢车到最大状态对应的若干稳态工作点,设计了相应的N-dot PI控制律,采用增益调度计划构建了全飞行包线内的N-dot过渡态控制律。在发动机性能退化的情况下,对N-dot闭环过渡态控制与油气比开环过渡态控制的加速性能进行了仿真。仿真结果表明:N-dot闭环过渡态控制性能优于油气比开环过渡态控制性能。     

某型发动机过渡态振动超标故障分析

针对某型发动机过渡态后振动超标故障,对涡轮支承尺寸、支点螺栓紧固、涡轮高度和扇形封严件M、N尺寸等影响因素进行分析,提出控制措施,最终消除了发动机台架试车振动故障,保障外场装备完好率。     

航空发动机动态数学模型非线性方程组解法研究

本文主要介绍发动机过渡态控制系统分析时所必须的动态数学模型中应用的Broyden法解非线性方程组的方法。对Broyden法的程序实现也作了一定的介绍。     

精细化涡扇发动机过渡态建模与验证

为了提高涡扇发动机过渡态性能仿真的精度并实现过渡态性能计算模型的工程应用，梳理了不同因素对涡轮发动机过渡态性能的影响机理，介绍了各影响因素的建模方法，在此基础上建立了精细化涡扇发动机整机过渡态性能仿真模型。研究分析了总温、总压和燃油流量传感器的过渡态效应及其建模方法。最终利用涡扇发动机整机地面台架加减速性能试验数据对精细化过渡态模型进行了验证，结果表明：高低压物理转速、推力、压气机出口总压和内涵排气温度的平均误差分别为0.45%,0.77%,0.61%,0.44%和1.77%，最大误差分别为2.82%,1.92%,7.45%,5.67%,5.28%，加速时间的误差小于0.26s。本文揭示了过渡态性能仿真模型误差的机理。     

航空发动机过渡态典型热端部件热响应分析

为满足航空发动机方案设计阶段结构分析及强度寿命评估的要求,必须提供相关零件稳态和过渡态热状态数据。应用1维解析方法和数值方法分别对薄壁类和轴对称缘盘类热端部件进行了过渡态热状态计算分析,得到带涂层叶片、盘及机匣平均温度随发动机状态的变化,并依此分别进行了各零件热响应分析;由热响应分析结果得到了高压涡轮转子和机匣过渡态热伸长量,并进行了过渡态的热间隙分析,为结构分析提供输入;计算结果与采用ANSYS软件计算的结果偏差普遍在3%以内,说明计算方法合理,可适用于方案设计阶段过渡态热端部件热状态计算。     

涡轮转子无螺栓挡板过渡态热固耦合响应分析

采用有限元方法间接耦合方式分析航空发动机涡轮转子过渡态热和变形响应,获取无螺栓挡板过渡态热与机械载荷共同作用下涡轮转子的温度场、变形和应力历程。结果表明,过渡态下的无螺栓挡板与涡轮盘径向配合面受力及挡板自身应力分布均与稳态下的差异明显,且过渡态无螺栓挡板应力峰值大于所有稳态值。为保证涡轮转子无螺栓挡板过渡态下工作安全可靠,应关注其过渡态响应特性。此结论可为航空发动机涡轮转子无螺栓挡板过渡态响应分析与无螺栓挡板设计提供工程参考。     

Nb基合金中氧原子扩散及团簇化的第一性原理

利用第一性原理计算,研究了氧原子在Nb中的扩散现象以及施加应变的影响,并对氧原子在Nb-Ti、Nb-Zr合金中的团簇化进行了计算分析。发现在单向应变下,在平行于应变方向上,氧原子的扩散势垒随着应变的增大不断减小,当应变为10%时,扩散激活能从初始的0.92eV降低至0.5eV左右;在垂直于应变方向上,氧原子更容易扩散至被拉长的八面体间隙中,即单向应变下氧原子会在Nb中沿应变方向聚集排列,这会在实际材料中导致应力的集中。计算研究了氧原子在Nb合金中的团簇化问题,发现在纯Nb中,氧原子倾向于均匀分布而不是形成氧原子对;添加合金元素Ti和Zr后,随着氧原子浓度的升高,氧原子对将在合金元素周围形成,Zr周围氧原子对的形成可使体系的能量降低0.29eV。     

一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法

为满足航空发动机高空模拟试验中推力高精度、快速测量要求,提出一种改进的推力测量方法。建立高空模拟试验推力测量稳态模型和动态模型,对试验振动的影响进行了仿真分析和试验验证,提出了对测量动架振动进行在线补偿的动态推力测量方法。从测量不确定度评估入手,讨论了动态推力测量方法在不确定度方面的局限性,提出了基于数字滤波的稳态推力测量方法。根据两种方法的特点,采用优选算法,在发动机过渡态时输出动态推力测量结果,在发动机稳态时输出稳态推力滤波结果。在发动机高空台试验中的检验结果表明,该方法能实现推力的高精度、快速测量。     

航空发动机过渡态最优控制规律设计的新方法

针对航空发动机过渡态最优控制规律的设计问题,提出了一种新的方法——动态稳定法:在发动机动态特性计算模型的基础上,通过额外提取其中所有的状态量变化率,使其共同工作方程组的偏差趋于0,从而让过渡态仿真稳定下来,此时的稳态参数值即为对应过渡态工作点的各项参数;然后分别根据指定的物理约束条件,通过简单的静态迭代优化即可直接建立相应的控制规律;最后将这些控制规律通过取大/小的方式进行合并,从而获得所需过渡态最优控制规律.以某型涡扇发动机最优加速控制规律的改进设计为例,结果表明该方法具有设计精度高、实现简单以及快速直观等优点.