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。     

大涵道比发动机多级低压涡轮试验技术研究

涡轮试验是检验涡轮性能是否达标的重要过程。基于某全尺寸涡轮试验器、现有涡轮试验方法和试验规范,通过对试验器进行适当设备改造,结合试验涡轮的进出口压力、温度、流量和功率等参数的耦合关系,形成针对大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮性能试验状态评估、过程控制和数据分析方法,并通过国内某型大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验进行验证。试验结果表明:基于试验参数耦合关系的试验状态评估、过程控制和数据分析方法有效,填补了国内大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验方法和试验数据的空白,同时,该型发动机低压涡轮的效率达到设计指标,处于国内先进水平,所述方法可为国内后续多级低压涡轮试验提供参考。     

基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测

针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。      

涡扇发动机性能参数指标论证方法

针对舰载战斗机用涡扇发动机在概念设计阶段,其总体性能和部件循环参数指标的选取与确定等难点问题进行了研究.通过分析舰载机的典型作战任务剖面,提出了发动机需要具备的性能要求;结合目前世界战斗机用涡扇发动机的发展趋势,给出了先进涡扇发动机性能与参数指标的范围;基于L-M算法神经网络模型,预测了涡扇发动机主要循环参数指标.经验证,预测的循环参数及提出的性能指标具有一定的有效性,为发动机概念设计时性能参数指标的选取与确定,提供了一种新的论证方法.     

基于遗传算法的涡扇发动机最大状态性能寻优

对某型涡扇发动机的最大非加力寻优模式进行分析,在满足该发动机各部件的物理约束条件下,采用遗传算法对其进行性能寻优,提高其最大剩余推力值.寻优过程由基于GAlib类库的遗传算法和该涡扇发动机非线性数学模型结合编程实现.在此基础上,对遗传算法的主要运行参数进行分析和优化.在地面状态下进行仿真,其剩余推力值与设计点相比提高了4.84%.研究结果表明:遗传算法作为一种有效的全局并行优化搜索工具,适合于像涡扇发动机最大非加力状态性能寻优这样大规模、高度非线性及无解析表达式的性能优化问题;通过对遗传算法运行参数的优化,能有效的提高寻优速度并减小计算量,提高运算效率.     

参数小偏差对某高推重比航空发动机性能的影响分析

依据小偏差法原理,针对涡扇发动机的工作特点,计算并分析了发动机过程参数及评定发动机各主要部件损失的系数等14个参数的小偏差对某高推重比航空发动机性能的影响,为某高推重比航空发动机设计过程中,如何调整某些参数补偿某另一参数的偏差对发动机性能的影响提供依据,同时为航空发动机的技术发展提供定量的指导作用。      

传感器测量偏差下的航空发动机智能性能诊断

以某型涡扇发动机为研究对象, 构建了基于神经网络的航空发动机智能性能诊断方法, 讨论了测量噪声及测量偏差对诊断结果的影响及其处理方法.建立一簇并行的神经网络组和发动机模型, 通过比较各模型输出与发动机测量参数之间的误差, 判断传感器是否存在测量偏差.仿真结果表明, 该方法能有效消除测量噪声, 准确判断并隔离有测量偏差的传感器, 得出正确的发动机性能诊断结果.      

升力风扇和涡扇发动机组合动力系统性能模拟与分析

基于部件匹配和多设计点分析技术,发展了加装升力风扇的涡扇发动机性能计算模型.以F135涡扇发动机为例,对模型的可靠性进行了验证.数值模拟结果表明:升力风扇不工作时,涡扇发动机性能模拟与常规涡扇发动机是一致的,当升力风扇工作时,若实现低压涡轮与涡扇发动机风扇、升力风扇工作点的匹配,不仅需要调节尾喷管喉道面积,而且可变外涵道出口面积、低压涡轮导向器喉部面积也需要调节.基于该模型,可以进行带升力风扇的涡扇发动机循环参数匹配和不同任务状态的性能分析.      

基于混沌变量的航空发动机性能监控与故障诊断

针对在利用综合加权法计算表征发动机整体性能的综合指数时,各参数的权系数难于确定,本文提出利用混沌变量确定各参数的权系数,使优化得到的综合指数值比采用专家调查法所得到的综合指数值更能灵敏、准确地反映发动机整体性能的变化情况,提高了发动机性能正常与否的识别率,并以此来发现发动机潜在早期故障,防止故障的扩大。通过对某型涡扇发动机进行监控,证明该方法确实有效。      

基于直二元喷管形面优化的涡扇发动机参数优化设计研究

为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,本文开展了基于直二元喷管形面优化的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明：在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。     

高推重比涡扇发动机性能寻优分析研究

本文在变几何涡扇发动机推进系统性能模型基础上,采用综合优化方法,分别以安装推力最大、安装耗油率最低和涡轮前温度最低为推进系统性能寻优的目标,针对某高推重比加力涡扇发动机进行了稳态安装性能最优化计算。分析结果表明,对于包含多个可调节几何参数的军用加力涡扇发动机而言,在基准调节规律的基础上对发动机进行性能寻优控制,可以明显改善推进系统的性能,从而大幅度提高飞机的综合作战能力。      

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。     

基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化设计研究

为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,开展了基于直二元喷管形面尺寸的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明：在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。     

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。     

主燃烧室采用增压燃烧的涡扇发动机 热力过程和性能分析

为了研究主燃烧室采用增压燃烧（PGC）的涡扇发动机性能，建立了其热力循环过程计算模型，采用考虑增压特性的传 统涡扇发动机性能计算方法，分析了增压比、涡轮前温度、涵道比、飞行速度、飞行高度等循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能 影响，并与传统涡扇发动机的性能进行了对比评估。结果表明：增压燃烧发动机循环效率高于等压燃烧发动机的，且加热比越大， 增压燃烧发动机性能优势越明显。初步获得了不同循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能影响规律。与同参数的传统涡扇发动 机相比，在总增压比为25~45、涡轮前温度为1500~1800 K内，增压燃烧涡扇发动机的单位推力增大4.7%~8.6%，耗油率降低4.6%~ 8.5%；在飞行高度为15 km、马赫数为0~3内，增压燃烧涡扇发动机的推力增大4.1%~27.6%，耗油率降低2.3%~11.4%，并且飞行马 赫数越高，增压燃烧涡扇发动机的性能优势越大。     

大涵道比间冷回热涡扇发动机总体方案研究

在分析间冷回热涡扇发动机工作机理的基础上,进行了大涵道比间冷回热涡扇发动机循环参数分析。以波音767-200ER量级飞机为装机对象,开展了间冷回热发动机方案研究。对比分析了间冷回热涡扇发动机与多种类型涡扇发动机的总体性能方案,并从发动机总体性能及特性的角度,比较分析了大涵道比涡扇发动机引入间冷回热技术所带来的收益。最后,提出了研制间冷回热涡扇发动机需突破的主要关键技术。     

基于压气机进口导叶可调的涡轴发动机性能参数换算方法研究

通过分析研究涡轴发动机整机试验性能评价方法,量化分析了大气湿度对涡轴发动机整机性能的影响程度,分析研究了湿度修正导致相同换算转速下压气机进口导叶角度不一致的原因.对原涡轴发动机整机试验性能评价方法进行改进,引入因湿度修正后压气机进口导叶角度不一致对整机性能影响的修正项,并通过试验研究获得了涡轴发动机燃气发生器相对换算转...     

基于整机试验数据辨识的雷诺数对涡扇发动机的性能影响

为了研究雷诺数对涡扇发动机性能的影响并提升稳态性能模型在工作包线内的计算精度,提出了一种基于整机试验数据辨识的计算分析方法。选取用于气路分析的测量参数,提升辨识算法的收敛性和计算结果的有效性;结合非线性气路分析算法辨识计算出各试验点的部件性能修正因子,统计分析雷诺数和各部件性能修正因子的变化关系,定量得到雷诺数对发动机各部件性能的影响程度;修正基线稳态性能模型,并对计算精度进行验证对比。结果表明:对比试验结果,修正后的稳态性能模型各参数计算偏差不大于2.5%。对比基线稳态性能模型各参数计算结果,计算精度平均提升2.3%,最大提升9.2%。      

计算机模拟技术在航空发动机设计中的应用

通过对过去30多年来航空燃气涡轮发动机性能计算机模拟技术研究的回顾,总结了发动机性能模拟技术的研究方法,分析了发动机模拟技术的现状,提出了发动机计算机模拟技术的三个层次概念,并对目前国内现有技术进行了总结,提出以发动机仿真为目标的发动机性能仿真应是未来发展的方向;还以基于第二层次数学模型的某计算机模拟软件为手段,通过对某型涡扇发动机设计参数的分析和发动机使用过程中各种影响因素的预测分析等．阐述了基于计算机模拟技术的航空燃气涡轮发动机设计技术,分析了计算机模拟技术在发动机设计中的应用。     

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。