变循环发动机过渡态性能直接模拟方法

为了实现多变量可调的变循环发动机（VCE）过渡态性能模拟和控制规律设计,在稳态逆算法和过渡态性能隐式格式计算方法的基础上开发了变循环发动机过渡态直接模拟方法。在稳态逆算法模型中加入容积效应和转子动力学方程,实现了同时给定加速率、涡轮前温度和压缩部件工作点的条件下直接模拟计算过渡态过程中变几何参数和燃油流量的调节规律,验证了方法的精度和可行性,并将该方法用于变循环发动机转模态性能模拟和控制规律设计。计算结果表明,过渡态直接模拟方法的误差在0.58%以内,超声速巡航状态下由单外涵模态转换到双外涵模态的时间约为1 s,海平面静止状态下双外涵转单外涵的时间约为3 s,且推力、转速、涡轮前温度、喘振裕度等参数过渡平稳。该方法可简化转模态控制规律设计流程,并提高设计精度。     

变循环发动机稳态控制规律设计的新方法

变循环发动机(VCE)具有较多的可调参数,为了进行变循环发动机的多变量稳态控制规律优化设计,提出了用于变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种新方法-逆算法。该方法基于敏感性系数矩阵,采用可调参数替换传统部件级性能计算模型中的独立变量,在给定变循环发动机主要状态参数和部件参数的条件下,实现了可调参数的求解,进一步完成发动机稳态控制规律的优化设计。对比表明,逆算法的计算精度和收敛速度与传统算法一致,收敛性得到了改善。对带有核心机驱动风扇(CDFS)的双外涵变循环发动机亚声速巡航的节流状态控制规律优化后,使得巡航推力下的安装耗油率比定几何的双外涵和单外涵发动机分别下降7.8%和16.4%,而地面安装耗油率最大降低约3.4%。结果表明,逆算法是变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种有效途径。     

涡扇发动机气路故障诊断在寿命试验中的应用

在发动机直连管试车台上,模拟一定的飞行高度和飞行速度条件,对某型涡扇发动机进行了累计10 h以上的大推力状态寿命试车。采集了发动机性能参数和重要截面参数。对试验后的发动机进行分解,根据试验过程中发动机性能参数和重要截面参数变化情况,及发动机结构变化情况,总结出由于发动机部件性能老化引起的发动机总体性能下降规律。利用试车数据进行了故障诊断,验证了对发动机故障原因的分析,并给出了部件性能恶化量级,获得了对发动机工程实用具有指导意义的结论。     

基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计分析

为了充分掌握各代涡扇发动机技术参数水平及其发展趋势,统计包括现役型号在内的15台2～4代涡扇发动机的总体性能参数、循环参数和部件参数,采用考虑涡轮冷却的总体性能计算和重量预测相结合的发动机技术参数综合评估模型并利用计算程序绘制趋势曲线,评估技术参数的发展趋势,结果表明技术参数逐年改善的趋势是比较稳定的,并用曲线趋势外推法取得下一代关键参数的定量数据。在此基础上探索下一代高推重比涡扇发动机可能的总体性能方案,为下一代先进涡扇发动机的预研和设计提供参考。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究

随着现代涡轴发动机性能的不断提高,其热力循环参数和引气量显著增加。针对这一问题,建立考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时,采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能;涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明:本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响,更接近发动机的真实物理过程,可为发动机空气系统设计提供输入。     

1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性影响的研究

为了研究1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性的影响,通过对1+1/2对转涡轮特点的分析,提出了1+1/2对转涡轮的特性描述和在整机特性计算中使用方法,并将该1+1/2对转涡轮特性用于双轴混排涡扇发动机性能计算程序中,计算获得了对转涡扇发动机的节流特性,并通过与使用传统涡轮的发动机特性进行对比,获得了1+1/2对转涡轮对发动机整机匹配机理的影响。结果表明:计算获得的对转涡扇发动机性能与实验数据对比,计算精度满足工程应用要求;该对转涡扇发动机在设计点附近工作良好,但在核心机节流至70%设计转速时,对转涡轮引起整机性能发生明显恶化。      

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。     

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。     

回热式工质驱动分布式推进系统参数研究

为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统（Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP）,对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统（Turbo-electric Distributed Propulsion,TeDP）的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。