变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响

本文以高推重比涡扇发动机为研究对象,利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型,详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积4个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明,在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显着影响,调节其它3个参数对性能影响不大,但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。      

加力涡扇发动机喘振与消喘模拟

基于气动耦合原理,发展了涡扇发动机风扇出口分流环计算模型,并进一步基于多级轴流压气机系统的逐级单元控制体模型,建立了混合加力涡扇发动机喘振及其喘振消除的数值模拟方法,并将其应用于某型全台加力涡扇发动机过失速特性模拟。在加力状态下采用收小尾喷管喉道面积诱导了风扇压气机过失速—喘振过程,并给出了预先对加力燃烧室实施切油消除风扇压气机喘振数值模拟结果。      

变几何发动机性能数学模型

将可变几何的压气机、涡轮特性计算程序和发动机稳态性能计算程序综合,评估风扇、高压压气机静子可调叶片角度、高压和低压涡轮导向器面积、混合器进口内外涵面积比、以及喷管喉道面积的调节对加力涡扇发动机性能的影响。计算结果表明,通过优化调节,可以大幅度地改善发动机性能。     

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。     

功率提取与附加引气对涡扇发动机影响仿真

功率提取与附加引气是涡扇发动机在使用过程中必须考虑的因素,其对发动机的推力、耗油率及稳定裕度有着重要的影响。利用开发的涡扇发动机性能程序,计算了不同的功率提取量和附加引气量对某双轴混排涡扇发动机的影响。仿真结果表明,随着功率提取量的增加,发动机的推力和耗油率上升、风扇和高压压气机稳定裕度下降;随着附加引气量的增加,发动机的推力下降、耗油率、风扇和高压压气机稳定裕度上升。     

大涵道比涡扇发动机整机稳定边界预测方法

为了评估风扇/压气机在整机环境下的稳定边界,采用加源项的一维欧拉方程构建小扰动线性化的发动机整机控制方程组,建立了大涵道比涡扇发动机稳定性分析模型,利用李雅普诺夫稳定性理论,对其整机环境稳定边界进行了评估分析。计算结果表明,风扇/压气机在整机环境和单独部件环境下稳定边界存在差异。风扇整机环境稳定边界和部件环境稳定边界基本重合,整机环境稳定裕度略有减小;增压级整机环境稳定边界下移,可用稳定裕度减小;高压压气机随着换算转速降低整机环境稳定边界下移,稳定裕度减小。     

畸变进气时涡扇发动机整机环境下压缩部件气动稳定性评定

将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机地耦合,实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定,使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型。以某型涡扇发动机为例,计算比较了畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇和压气机稳定工作边界的异同,从计算结果可以看到,对于风扇,畸变进气条件下,无论在高转速,还是低转速时,同样的进口畸变度,发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小,即在发动机环境下评定风扇稳定性时,风扇对进气温度畸变不敏感,而在单独部件环境下评定时,风扇对进气畸变比较敏感。对于压气机,进口气流存在压力畸变时,采用高压涡轮导向器变化对压气机逼喘过程中,风扇的共同工作线向喘振边界靠近,而进口气流存在温度畸变时,逼喘过程中,风扇的共同工作线基本不变。     

大涵道比涡扇发动机几何面积调整研究

理论分析大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮导向器、内/外涵喷口面积变化对发动机整机性能及各部件的影响。采用大涵道比涡扇发动机总体稳态计算程序,在控制低压转子转速不变的条件下,计算上述部件单一几何面积变化对发动机推力、耗油率、转差、裕度、排气温度等总体性能参数的影响,及放大面积后风扇、增压级和高压压气机等压缩部件工作点及喘振裕度的变化趋势,为大涵道比涡扇发动机整机性能调试提供指导。     

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明:在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.      

发动机加力喘振故障原因仿真分析

某型带加力涡扇发动机多次出现风扇加力喘振故障,对飞行安全和发动机寿命产生严重影响.为了分析加力喘振故障原因,首先通过发动机稳态计算模型分析了喷口控制系统稳态特性与加力喘振故障之间的关系,指出了加力工作线位置与风扇喘振的关系;其次根据基于AMESim的加力喷口控制系统模型和基于Simulink发动机分段线性化模型构建了联合仿真模型,基于联合仿真模型分析了喷口控制系统动态特性与加力喘振故障之间的关系,同时分析了喷口打开速度对于风扇喘振裕度的影响.     

某型发动机对畸变进气响应的流动耦合分析

建立了畸变进气下某型双轴发动机高压压气机，扩压器间流动耦合模型，完善了畸变进气对发动机稳定性影响模拟方法。数值模拟结果表明，考虑耦合影响给出的高压压气机出口静压畸变与其总压畸变不仅相位相反，而且随进口总压畸变强度变化而变化。据此所给出的高、低压压气机畸变响应和发动机推力响应特性也与进气道，发动机相容性理论相符合。     

Approximate Nonlinear Modeling of Aircraft Engine Surge Margin Based on Equilibrium Manifold Expansion

Stable operation of aircraft engine compressions is constrained by rotating surge. In this paper, an approximate nonlinear surge margin model of aircraft engine compression system by using equilibrium manifold is presented. Firstly, this paper gives an overview of the current state of modeling aerodynamic flow instabilities in engine compressors. Secondly, the expansion form of equilibrium manifold is introduced, and the choosing scheduling variable method is discussed. Then, this paper also gives the identification procedure of modeling the approximate nonlinear model. Finally, the modeling and simulations with high pressure (HP) compressor surge margin of the aircraft engine show that this real-time model has the same accuracy with the thermodynamic model, but has simpler structure and shorter computation time.     

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.     

基于喘振裕度估计模型的发动机高稳定性控制

为解决超机动飞行中发动机喘振裕度不可测量的难题,提出一种发动机喘振裕度的建模方法.喘振裕度的模型分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分.无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入,以非线性拟合方法建模实现;损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估发动机进口畸变度,进而计算获得.而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测,在不改变发动机原控制回路的基础上,对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿,实现高稳定性控制.最后,通过大攻角机动飞行的数字仿真,验证了上述方案可以准确控制发动机喘振裕度在11%~13%,保证了发动机工作的稳定性和高效性.      

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

批生产及翻修发动机稳定性检查方法的研究

在国内外发动机稳定性评定技术的基础上,分析研究了发动机的可用稳定裕度应等于或大于多个降稳因子的需要稳定裕度之和。其中包括批生产和翻修后发动机制造、装配公差对喘振裕度的影响。基于这种认识,参照第三代发动机的使用实践,提出了批生产试力和翻修后发动机试车的失速边界的验收方法。即在畸变条件下发动机在稳定工况及遭遇加速“bodie”加速操作时检查稳定性的方法和验收难则。此外也提出了控制发动机试车质量的技术途径。     

α1和α2调节通道对某型涡扇发动机加速性能的影响

结合发动机加速模型,采用部件法编制了变几何通道时加速性能的计算程序,并详细分析了α1通道、α2通道调节延迟或超前时对其的影响.结果表明若几何通道超前调节,则推力和高压压气机稳定工作裕度增大,低压压气机稳定工作裕度减小,而延迟调节时变化趋势正好相反;其中α2通道调节产生的影响大于α1通道调节产生的影响.     

考虑部件不确定性的发动机性能裕度设计方法

针对部件不确定性影响整机性能达标的问题,以混合排气涡扇发动机为对象,利用总体性能参数对部件参数的敏感性 系数矩阵,结合和方根原理,建立了考虑部件参数不确定性的航空发动机性能裕度设计方法。在此基础上研究了总体性能参数达 标的置信度、部件参数达标的置信度对航空发动机性能裕度设计结果的影响规律。结果表明：各部件参数的置信度决定了发动机 总体参数的置信度。部件参数满足设计目标的置信度越高,总体性能参数的裕度需求越小;总体性能参数满足设计要求的置信度 越高,则其裕度需求越大。对于80%的总体性能参数置信度,对应不同部件参数置信度,推力的裕度需求为1.44%～5.25%,耗油 率的裕度需求为-1.60%～-6.61%。相关结论为航空发动机性能稳健设计提供了理论依据。     

热传递对涡轮发动机瞬态性能影响的数值分析

给出了一种预测热传递对涡轮发动机瞬态性能影响的物理模型，并将该模型与发动机动态特性模拟程序相结合，对某型双轴发动机的加、减速及Bodie加速瞬态性能进行了数值分析，结果表明，发动机瞬态过程中的热传递影响十分显著，尤其是当发动机作Bodie加速时，热传递显著提高加速初始阶段的涡轮前温度，致使压气机工作线明显向其不稳定边界靠近，降低压气机喘振裕度。