对全流量补燃循环发动机系统的研究与分析

论述了全流量补燃循环氢氧发动机的工作过程,并给出了基于这种循环方式的发动机的系统简图。根据现有的氢氧发动机的研制现状,针对全流量补燃发动机进行了系统参数的平衡计算。从这种循环方式的工作机理出发,结合参数计算得到的结果对这种循环方式的发动机的先进性进行了讨论。认为这种循环方式的氢氧发动机可以具有更高的可靠性,以及能够获得更高的性能,能够满足人们现在对高可靠性,低成本,可重复使用的液体火箭发动机的要求。      

Flow control of double bypass variable cycle engine in modal transition

To study the change mechanism and the control of the variable cycle engine in the process of modal transition, a variable cycle engine model based on component level characteristics is established. The two-dimensional CFD technology is used to simulate the influence of mode selection valve rotation on the engine flow field, which improves the accuracy of the model. Furthermore, the constant flow control plan is proposed in the modal transition process to reduce the engine installed drag. The con...     

航空发动机维修技术进展与展望

航空发动机是为航空装备提供动力的装置,维修保障是保障发动机完成服役周期的重要阶段。随着航空发动机维修产业的不断发展,为满足未来大批量、高质量、高效率的维修需求,发动机维修技术也在不断提升和发展。本文简要介绍了航空发动机维修发展历史;从故障检查、整机清洗和整机装配三个方面综述了航空发动机整机维修技术的研究进展,从再制造发展、关键技术和技术开发流程三个方面阐述了航空发动机再制造进展;并对航空发动机维修和再制造技术的未来发展进行了展望。     

免疫算法在火箭发动机静态特性研究中的应用

发展一种研究全流量补燃循环液体火箭发动机静态特性的算法一免疫策略算法。采用免疫策略算法求解液体火箭发动机的静态特性方程组，将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题，建立了免疫策略计算模型。设计了免疫策略计算中使用的交叉算子和变异算子，叙述了免疫操作的处理过程。数值计算的结果表明，利用基于免疫策略的算法可以在较大范围内进行全流量补燃循环液体火箭发动机的静态特性研究，并且减轻原有进化算法在计算后期的波动现象，使得收敛的速度得到较大提高。     

变循环发动机模态转换建模及控制规律设计方法研究

为了实现变循环发动机快速可靠的模态转换,本文发展了变循环发动机模态转换过渡态模型及控制规律设计方法。在变循环发动机动态数值仿真程序的基础上,针对模态选择阀与涵道引射器这两个模态转换过程中的关键变几何部件,建立了高精度的气流突扩局部损失模型。首次提出了可考虑模态选择阀堵塞对发动机性能影响的模态选择阀堵塞模型,消除了由于模型不精确造成的模态转换参数波动。在建立的变循环发动机数学模型的基础上,提出了基于直接推力控制技术的模态转换控制规律设计方法,考虑了变循环发动机的8个可调参数,采用差分进化算法对模态转换过程进行了优化。结果表明,本文提出的模态转换控制规律设计方法可以实现变循环发动机快速平稳的模态转换,双外涵转单外涵的参数变化规律与单外涵转双外涵的参数变化规律基本类似,推力在0.6秒就稳定在目标推力值,其余参数大多在1.4秒之后才趋于稳定。本文提出的变循环发动机模态转换控制规律设计方法还可应用于常规航空发动机的加/减速过渡态控制规律设计中。     

MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机的性能分析

以MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机为对象开展性能分析,探讨了能量旁路系统对发动机性能的影响,给出了MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对于传统冲压发动机的单位推力差异。结果表明:电子束电离消耗的能量,能量旁路比例,电弧注入过程的最高温度以及进气道的压缩程度是能量旁路系统中影响发动机单位推力的主要因素;在这些参数的取值范围内合理取值,并兼顾材料和技术实现等约束,性能分析表明:在来流速度2 800~4 000 m/s范围内MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对传统冲压发动机具有明显的单位推力优势。     

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。      

全流量补燃循环试验发动机启动过程

分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿真计算。按设计启动方案进行了多次热试车,试车结果表明发动机点火可靠,启动过程平稳,无烧蚀现象,且仿真结果很好地预示了热试车情况。     

航空发动机可靠性试验方法研究

在分析航空发动机相关标准的基础上,对发动机在研制过程中零部件和整机试车、试飞项目及其考核目的进行研究。对试验进行了分类,提出了开展极限/强化试验的必要性;以故障模式及失效机理分析为依据,阐述了发动机在研制过程中成附件可靠性极限/强化试验的方法、应用原则及效果,并针对高周疲劳、性能稳定性和耐久性等考核重点梳理了整机可靠性试验的条件和载荷设计要求,提出了整机可靠性试验载荷谱选用建议。     

补燃循环发动机强迫起动过程

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其强迫起动特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解推进剂供应管路瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法.采用新的面向对象仿真语言Modelica,建立了可扩展的发动机仿真模型库,在MWorks平台上,利用模型库搭建了补燃循环液氧煤油发动机仿真模型.对发动机强迫起动过程进行了仿真计算,计算结果与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于4%,动态相对误差小于10%,初步验证了模型的正确性.进一步分析了火药起动器工作时间、阀门打开时序等因素对发动机起动过程的影响.结果表明,为保证该发动机可靠起动,发生器点火应在氧化剂头腔充填完成后,火药起动器工作时间应持续到发生器点火.      

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明：变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。     

大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定方法

为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能，基于核心机多次试验结果，提出在工程中易实现的核心 机性能评定方法。通过试验确定测量参数，介绍核心机性能评定工作流程，论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件 流量、效率等参数变化对核心机循环功及油耗的影响，以涡轮为例阐述部件试验与核心机试验差异的原因包含气动构型、工作环 境、测量不确定度、冷气4个维度的因素，论述了通过减少漏气、优化工作线等手段提升部件效率，讨论核心机流量、循环功、耗油 率对整机的支撑作用。核心机与部件偏离的合理范围应参照测量不确定度，超出合理范围的偏离采用了单因素敏感性分析方法 分解到部件层级。结果表明：该方法适用于大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定，对其他构型的核心机也有一定借鉴作用。     

变循环发动机模态转换数值模拟

对双外涵变循环发动机的模态转换过程进行了研究,设计了变循环发动机模态转换方案,确立了模态转换时的多部件调节规律,采用稳态模型对模态转换进行了数值模拟.结果表明,所设计的模态转换方案可行,能够使变循环发动机的涵道比发生明显改变,并有效提高了发动机在部分推力时的空气流量,与设计参数相同的常规涡扇发动机相比,其安装耗油率明显降低.      

基于非线性Wiener过程航空发动机性能退化预测

针对线性随机过程航空发动机剩余使用寿命预测精度不高的问题,提出一种漂移系数为指数形式的非线性Wiener过程发动机性能退化建模,进而预测航空发动机的剩余寿命。基于直接监测发动机性能退化数据,构建发动机性能退化模型,根据Wiener过程首达阈值时间的数学性质,推导出剩余寿命的概率分布。通过极大似然估计构建退化模型中未知参数的似然函数,利用遗传算法得到发动机总体模型参数的离线估计值。考虑到不同发动机个体间的差异性,采用贝叶斯公式,结合发动机的实时监测数据与总体模型参数的先验分布对模型中随机参数进行实时更新,从而对个体发动机的剩余寿命实时预测。最后,选择商用航空发动机仿真数据集(C-MAPSS)进行实验,结果表明：针对个体发动机基于非线性随机过程方法,实时更新非线性Wiener方法能够提高航空发动机循环中期剩余寿命预测的准确性,提供更加可靠的预防性维修决策。     

俄罗斯第6代战斗机发动机最新进展

为全面了解和掌握国外第6代战斗机发动机的研制历程和先进技术,基于有限资料综述了俄罗斯第6代战斗机发动机 技术发展路线与关键技术的最新进展。俄罗斯第6代战斗机发动机的构型已经基本明确,关键技术也已基本明确并开始筹划。 关键技术包括三涵道自适应循环、二元推力矢量喷管、陶瓷基复合材料（CMC）部件、3D打印等。     

基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取方法研究

以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。     

分级燃烧循环火箭发动机的动态特性研究

通过模块化设计 ,仿真分级燃烧循环发动机的动态过程。通过发动机工作参数的波动特性分析 ,为实际的发动机研制提供参照和依据。     

中冷回热航空涡扇发动机热力循环初步分析

中冷回热航空发动机是在常规发动机循环基础上加入了中冷和回热两个环节,有效利用了发动机排放的热量,提高了热效率,降低了耗油率,是新概念节能环保发动机.利用MATLAB平台,建立了基于部件特性的三轴分排涡扇中冷回热发动机总体性能仿真模型.利用该模型对分排涡扇中冷回热发动机进行性能仿真计算和热力循环分析.计算结果表明:在相同的循环参数和单位推力水平下中冷回热航空涡扇发动机比常规循环涡扇发动机具有更低的耗油率.      

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。      

Influence of input momentum and losses in the turbine on the efficiency of a turbofan engine with periodic fuel combustion

It is shown that research carried out by leading aeroengine manufactures on the use of the thermodynamically high-efficient GTE cycle with the periodic fuel combustion is very urgent. The investigation results are presented and it is disclosed that the advantages of this cycle effectiveness are particularly evident in flight conditions. Owing to a high degree of gas heating, the influence of input momentum and the expansion process efficiency on the economical engine operation is reduced.