涡扇发动机炮式起动数学模型及起动特性研究

 利用发动机通用起动模型 ,并对通用起动模型中低压转子影响效应的考虑方法进行了改进与完善 ,通过对某型涡扇发动机起动过程的模拟计算结果与试验数据的对比表明 ,改进后的起动模型能很好地揭示影响该类型发动机炮式起动成功的主要因素 ,其中一些影响因素是通用起动模型不能够考虑到的。改进模型对采用炮式起动的其他航空燃气轮机的起动过程研究有一定参考价值。     

某型涡扇发动机进气总压畸变的试验研究

由可移动插板式畸变发生器产生进气总压畸变流场,以综合畸变指数评定流场畸变程度,分析了进气总压畸变对涡扇发动机气动稳定性的影响,得到了稳态总压场不均匀度与总压紊流度随插板深度及发动机转速的变化关系,确定了该型发动机的最大（或临界）综合畸变指数和总压畸变敏感系数。     

涡扇发动机性能优化调整的理论与试验研究

1引言现代无人飞行器涡喷、涡扇发动机通常采用固定几何式结构[1~4],为了能够将已有的涡扇发动机用于不同的飞行器,在不对发动机结构做较大改进的情况下,可以通过调整影响发动机特性的某些重要截面来实现发动机总体性能调整与优化,这些重要截面亦称为关键截面,例如本文所研究的     

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2~0.6、攻角和侧滑角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

涡扇发动机消喘系统设计与试验研究

在某型涡扇发动机气动失稳特征的基础上,建立了航空发动机失速/喘振特征工程数学模型,研制出发动机消喘系统数字仿真平台,完成了消喘系统的方案优化设计,并在地面台架和飞行台试验中得到了验证。其气动失稳工程数学模型、数字仿真优化设计技术和试验验证方法可广泛应用于航空发动机、地面和舰船燃气轮机、以及其它民用叶轮机械气动失稳测控设计领域,同时也为制定航空发动机消喘系统设计规范奠定了坚实的技术基础。     

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

某涡扇发动机高原起动试验研究

介绍了某型涡扇发动机高原起动试验研究,分析了高原起动存在的主要技术问题,介绍了小型可移动式地面试车台试验设备,讨论了高原起动的试验方法,研究了起动机和发动机的参数调整规律以及解决发动机高原起动的途径。      

进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验

为分析新设计的进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性的影响,对试验设备、测试方案、进气流场的稳定性评 估方法和试验方案进行设计研究。通过开展气源供气温度、供气流量和发动机状态多因素匹配工况下涡扇发动机与进气加温模 拟装置的联合试验,确定发动机进口气流稳定性指标的最高值。对不同试验工况数据进行计算分析,结果表明：进气加温模拟的 稳压进气道对发动机进口压力场影响较小,发动机状态稳定时进口温度场只有1个高温区,T 1 升高以及发动机状态提高,温度场及 压力场不稳定性增大,多工况下发动机温场周向不均匀度最大为0.6907%,压力场周向畸变指数最大为0.0187%。进气加温模拟 装置条件下,发动机压力场和温度场稳定性情况满足发动机试验要求,可为后续开展发动机进气加温试验提供参考。     

基于支持向量机的涡扇发动机起动性能估算研究

针对不同大气条件尤其是高原和高、低温条件,及不同起动机和负载扭矩特性下涡扇发动机起动过程的数值模拟问题,给出了通用起动模型状态空间描述形式,研究了基于支持向量机的起动模型辨识和起动性能仿真方法。以某型涡扇发动机为例,给定某些条件下的起动试验数据,采用模型逐次递推的方式,估算了其它条件下的起动性能。提出的方法能够保证估算结果的准确度,适合于工程应用。     

涡扇发动机寿命管理研究

对“大部件(单元体)寿命控制”下涡扇发动机的寿命管理进行了深入研究,构建了某型涡扇发动机项目化管理体系和方法。建立了发动机寿命管理的信息网络,明确了用户、制造厂商和翻修部门在寿命管理信息中所应承担的责任;建立了发动机/大部件／零件寿命评定程序、寿命增长原则和程序以及附加检验项目和程序;建立了喷管和附件寿命控制及管理的基本方法。工程实践表明．建立的管理方法及程序科学合理、工程适用。     

涡扇发动机装机状态自然低温试验

为完成涡扇发动机状态鉴定,在北方场站开展了发动机装机状态下的自然环境低温试验。通过地面试验完成了自然低温试验环境的量化分析,研究了不同气源起动模式、不同使用方法对装机状态自然低温条件下发动机起动性能的影响,分析了发动机样本量对试验鉴定结果的影响。结果表明：APU供气是低温冷浸透起动的首选起动方式;冷运转可以有效改善发动机低温起动性能,使相对起动时间缩短0.125～0.250;增加发动机样本量可以获得更加科学的鉴定结果,在低温起动过程中,发动机可能出现失速等不稳定现象,甚至造成起动失败。开展了飞行试验,研究了空中低温环境对发动机工作参数及加减速特性的影响。结果表明：在相同高度和速度下发动机加速时间随进气温度的降低而延长,当空中进气温度相差约30 ℃时,加速时间延长最多约为18%;减速时间随进气温度的变化不大。     

涡扇发动机自适应加减速控制研究

针对涡扇发动机加减速过程特性参数变化大的不确定系统,提出一种带执行机构的涡扇发动机自适应加减速伺服控制设计方法。采用变阻尼修正的自适应控制规律,抑制了自适应加减速过程中的参数漂移。在自适应加减速控制算法中,设计目标是使被控对象的输出能够伺服跟踪任意加减速指令信号,这一指令与涡扇发动机加减速过程中对带有条件限制的指令要求一致,为使控制系统具有加减速伺服跟踪和对外界扰动信号抑制的能力,在控制回路中内嵌积分环节,实现闭环加速伺服跟踪鲁棒性能,结果表明:自适应控制适用于涡扇发动机过渡态控制。在仿真时,在系统中加入白噪声干扰的情况下,自适应参数被限制在±0.003的范围内,没有出现参数漂移现象;在快速加减速过程中,加减速燃油流量未出现大幅超调和下垂,加减速时间不超过4 s。     

涡扇发动机带动力数值模拟

基于等熵流动原理,通过在排气口处设定总温比／总压比,进气口处设定质量流量,提出了一种新型的发动机进排气边界条件。通过与N-S方程耦合求解,数值模拟了轴对称超高涵道比涡扇模拟器CURF和单独涡轮动力模拟器进排气流场,数值结果表明：计算结果和实验值吻合较好,验证了提出的发动机进排气边界条件的正确性,同时也验证了涡扇发动机带动力流场计算方法的可靠性。