基于等换算转速调节的涡轮增压固冲发动机非设计点性能研究

为了得到优良的涡轮增压固冲发动机(TSPR)的非设计点性能,提出了等换算转速、等余气系数的调节规律,通过确定TSPR非设计点共同工作过程,建立了TSPR非设计点性能模型。以高空高速(22km,Ma3.64)为设计点,计算和分析了0km,5km,10km,15km高度下TSPR的非设计点性能。结果显示:当采用等换算转速和等余气系数的调节规律时,TSPR非设计点工作范围宽广,具有良好的非设计点性能,最大推力是最小推力的3倍左右,最大比冲超过800s;在(10km,Ma2.5)的非设计点,通过调节转速,可以获得1.55倍的推力调节比和稳定的比冲性能;最后得出:提高转速,增加飞行速度,提高富燃流量驱涡流量比是增强TSPR性能的有效途径。     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

冲压发动机-飞行器加速过程轨迹最优化研究

为了研究吸气式飞行器加速过程的最优轨迹,针对一个以冲压发动机为动力的超声速飞行器,由起始状态19km(约2.7马赫)至终点状态25km(约6.0马赫)的加速爬升过程,提出了一种考虑发动机推进机理的加速过程轨迹最优化方法。将理想的冲压发动机模型与竖直平面飞行器动力学模型相结合,考虑不启动保护约束,分别定义了最小油耗和最小时间两种轨迹最优化问题,并应用高斯伪谱法进行求解。结果表明,轨迹最优化问题的实质是将发动机比冲和推力性能与飞行器动力学性能进行最优化匹配。最小油耗轨迹较最小时间轨迹增加了30.3%的加速时间,节约了4.7%的燃油消耗。不同的起飞重量对最小油耗轨迹有一定的影响,较大的起飞重量需要飞行器在爬升前获得更大的动压。     

中等涵道比涡扇发动机高空压力畸变试验

基于中等涵道比涡扇发动机结构及其气动稳定性特点,通过该类型某发动机高空压力畸变试验研究,获取了研究对象合理可行的高空压力畸变试验方案设计、畸变装置选取以及数据处理规范,结果表明:在飞行高度小于14 km范围内,飞行高度对稳态综合畸变指数有一定的影响,但影响不明显;有引气/功率分出136 kW条件下,飞行高度为11 km、飞行马赫数为0.8以及飞行高度为14 km、飞行马赫数为0.39时,该中等涵道比发动机最大巡航状态与最大爬升状态在进口综合畸变指数不大于12%时均能稳定工作。      

双外涵变循环发动机可变几何特性研究

建立了双外涵变循环发动机(VCE)总体性能数学模型,实现了变循环发动机与进气道进口流量匹配、双参数控制规律、可变几何部件性能模拟。依据单/双涵道模式、最大推力/最小耗油率模式、是/否开加力选取了起飞、亚声速巡航、超声速巡航、加速爬升4个典型航段,分析了变循环发动机10个几何可调节变量在不同飞行条件下的控制规律及其对发动机安装性能和稳定性的影响。结果表明,相比于几何不可调节变循环发动机,几何可调节的变循环发动机在亚声速和超声速巡航阶段的安装耗油率可分别降低3%和30%,加速爬升阶段的安装推力可增加42%,并且保证发动机均能具有足够的喘振裕度。     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。     

TRRE发动机关键技术分析及推进性能探索研究

对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、巡航、机动等方面的性能优势。研究结果表明,在适当兼顾低马赫数大推力需求和Ma=6纯冲压工况高比冲需求的情况下,发动机在宽马赫数工作范围具有较大范围、灵活便捷的推力调节能力,可满足高低速通道平稳接力需求,表现出极具优势的加速、机动飞行和高马赫数巡航的适应性。     

大型飞机运行高原航线的飘降供氧分析

飞机在巡航中出现发动机失效和座舱失压是航空公司运行需要预防的两个重要风险点。如果在高空巡航时出现发动机失效,飞机的剩余推力不足以平衡阻力,不能继续维持在高空适当     

桨扇发动机性能预测

在飞机的方案论证阶段以及尔后飞机与发动机的性能匹配过程中都需要知道桨扇发动机的性能。本文主要讨论桨扇发动机性能的预测方法,并给出计算得到的飞行特性和转速特性。 一、设计点的选取 1.桨扇发动机设计点 起飞和巡航是运输机的主要飞行任务。发动机的尺寸主要也是根据这两个飞行任务选取。以往,涡扇发动机是将海平面上的起飞条件作为设计点,只要起飞推力够了,巡航推力一定满足。但桨扇发动机由于函道比较大(>50),推力随马赫数下降很快,一般选10000米高度上的巡航马赫数作为设计点。      

固体推进剂空气涡轮火箭发动机的热力循环分析

固体推进剂空气涡轮火箭发动机SPATR（Solid Propellant Air-Turbo-Rocket）是一种吸气式推进装置。本文根据SPATR的结构特点,建立了发动机性能和特性分析数学模型,编制了计算程序,在设计点计算和分析了燃气发生器出口参数、压气机压比对SPATR性能的影响。计算了海平面和高空飞行条件下的非设计点性能,对比了不同固体推进剂的推力和比冲性能以及SPATR燃烧室中贫燃和富燃状态下的非设计点性能。计算结果表明SPATR能够在宽的速度（0～3Ma）、高度（0~12km）范围内工作,当燃烧室内油气比为当量油气比时,单位推力可以达到1200Nf/(kg/s),比冲达到7000Nf/(kg/s)。     

以粉末燃料冲压发动机为动力的火星巡航飞行器方案初步研究

为设计以粉末燃料冲压发动机为动力的火星巡航飞行器,研究了飞行器巡航马赫数对进气道动能效率、压比和总压恢复系数的影响,设计的巡航飞行器在火星5 km高度以5 Ma的速度巡航,冲压发动机进气道动能效率为0.88,压比为100,总压恢复系数为0.163;对以硼粉、铝粉和镁粉为燃料的冲压发动机进行了理论性能计算,选择镁粉作为冲...     

一种火箭基组合循环动力空天飞行器总体设计分析

针对将2 t有效载荷送入200 km低地圆轨道的任务需求,通过定性分析明确了水平起飞、两级入轨的运载模式,建立火箭基组合动力(RBCC)空天飞行器的任务剖面。考虑RBCC空天飞行器复杂的耦合关系,建立一套基于弹道优化的总体设计流程,并形成相应的基准方案。在基准性能基础上,分析分离点状态、气动性能和发动机性能的影响。结果表明:低空高马赫数分离能有效发挥RBCC发动机的优势,提升运载效率,但需解决高动压分离的问题;阻力、推力、比冲是影响RBCC飞行器的重要性能参数,在性能较差的引射段,推力的影响尤为明显。设计方法和参数分析结果可为未来的空天飞行器设计提供参考。     

冲压发动机导弹爬升段和巡航段轨迹优化

为了研究冲压发动机导弹爬升段和高空巡航段的燃油最优弹道,提高射程,提出了较为通用的一体化优化设计方法。研究了冲压发动机、导弹气动力与弹道之间的耦合特性,建立了导弹动力学模型,将弹道的最优控制问题转化为参数优化问题。为求解该参数优化问题,针对传统粒子群(PSO)算法求解优化问题时存在的早熟收敛的不足,提出了一种算法结构,改善粒子群算法的性能,求其最优解。数值结果表明:改进的算法相对其他几种粒子群算法具备更优秀的性能。所优化弹道相比导弹试验数据,以飞行时间增加3.3%为代价,节约了4.46%燃油。多组高弹道的仿真结果表明,巡航高度应不超过动压边界前提下,高弹道巡航有利于节约燃油,增加导弹射程。     

RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

巡航导弹加速爬升段弹道优化设计

为了解决巡航导弹加速爬升段的弹道设计,使导弹能以一种最优方式到达巡航高度并开始巡航,提出了一种弹道优化方法。该方法采用NURBS曲线拟合控制律,并通过遗传算法优化弹道。仿真计算表明,该方法可以解决基准弹道的设定问题,为发动机及导弹的研制提供数据参考,同时也可以初步确定发动机和导弹的控制律,为进一步的设计提供依据和基础。     

旁路放气循环高速单轴涡喷发动机安装性能模拟

针对Ma3.5旁路放气循环单轴涡喷发动机,提出一种压气机旁路放气计算方法,建立基于进/排气系统特性数据库的涡轮发动机安装性能计算模型,分析压气机旁路放气对压气机共同工作线和发动机高空高速推力性能的影响,给出压气机旁路放气量的调节原则,计算发动机安装性能、进/排气安装阻力沿飞行轨迹的变化规律。计算结果表明:当飞行马赫数大于2.3后需打开压气机旁路放气,旁路放气阀门面积和放气流量均随着飞行马赫数的增大基本呈线性增大趋势;通过压气机旁路放气,可显著改善单轴涡喷发动机在高空高速飞行条件下的稳定性和安装推力性能,在飞行马赫数3.0附近,可实现安装推力提高30%以上;在跨声速至飞行马赫数2.0区间内,推力安装损失最大,约为非安装推力的25%～30%。