基于飞机/发动机性能一体化的发动机控制规律优化设计方法研究

针对发动机控制规律的选取对飞机/发动机性能一体化设计的影响,基于飞机/发动机性能一体化设计方法,开展了发动机控制规律优化设计方法研究。从先进战斗机飞行任务出发,开展了飞机/发动机性能一体化设计方法研究,进行约束分析和任务分析,以起飞总重最低为目标优选飞机/发动机设计方案,验证了设计方法的合理性。采用飞机/发动机性能一体化设计方法,分别研究了不同节流比和不同控制规律设计对飞机/发动机性能一体化设计的影响。研究表明:在飞机/发动机性能一体化设计过程中,采用合理的发动机最大状态控制规律同时选取恰当的发动机节流比,可以有效扩大约束可行域,同时能够降低发动机的燃油消耗量,降低飞机起飞总重。     

舰载机发动机腐蚀敏感性试验

为验证某航空涡扇发动机抗腐蚀能力,基于腐蚀敏感性试车台,设计了盐雾发生系统,制定了试验方案,完成了航空涡扇发动机腐蚀敏感性试验。结果表明,试验系统设计合理,试验方法可行,可为其他发动机开展腐蚀敏感性试验提供借鉴。试验后发动机主要零部件和成附件未发现明显腐蚀痕迹,主要流道件表面有不同程度的盐雾结晶附着。试验后发动机在相同换算推力下换算排气温度上升约 5.5%,性能衰减幅度较大,建议其他发动机开展腐 蚀敏感性试验时进行流道清洗以恢复发动机性能。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机，方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%；方案一的起飞推力比方案二高出103%；基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。