涡扇发动机起动过程气动稳定性的数值计算

1引言国内外发表的关于燃气涡轮发动机起动过程的研究论文很少涉及燃气涡轮发动机起动过程气动稳定性的研究[1~3]。由于起动过程发动机的共同工作线非常靠近喘振线,起动极易诱发发动机出现失速或喘振现象,因此,有必要对燃气涡轮发动机起动过程的气动稳定性问题进行深入的研究。     

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。     

飞机进气道/ 发动机台架联合试验及匹配特性研究

为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。     

航空发动机进气总压周向畸变数值模拟

开发了一种用于计算进气总压周向畸变对涡喷/涡扇发动机气动稳定性和主要性能参数影响的软件。该软件利用综合畸变指数来描述进气畸变,实现了以往只有通过畸变试验才能进行的对进气畸变的研究。     

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。     

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。     

进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响

基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组.结果表明：总压畸变在风扇中衰减幅度最大,发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时,风扇率先失稳,在低转速下运行时为增压级率先失稳;总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大,发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时,高压压气机率先失稳,在低转速运行时为增压级率先失稳.     

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变试验研究

在吊舱进口安装扰流板,试验研究某型涡扇发动机进口的总压畸变流场,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变指数的影响,确定了该型发动机进口综合压力畸变指数与进气段平均总压恢复系数的特性,为该型发动机的扰流板式空中逼喘试验和气动稳定性研究奠定了基础。     

发动机稳定性试验研究VXI总线测试系统

发动机稳定性试验研究VXI总线测试系统是针对涡扇／涡喷发动机进行流场畸变试验以及气动稳定性试验研究装置而开发的测试系统，达到了国内先进水平，本文介绍了该系统的功能，技术指标，系统组成，工作原理和软件设计等。     

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。      

压力畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验

为了评定涡扇发动机在稳态工作时的抗压力畸变能力，采用可调畸变速度的发动机进口压力畸变模拟器，在发动机地面静止试车台上进行了不同进气畸变度下的整机抗畸变试验，试验中获得了发动机重要参数随不同畸变度的变化数据，并得到了发动机能稳定工作的最大进气畸变度范围。     

进气畸变对涡扇发动机稳定性及性能影响

为评估进气畸变对涡扇发动机稳定性和性能的影响,发展了一种二维的计算方法,采用非定常、二维、无黏的积分型欧拉方程,沿发动机轴向、周向划分计算单元,通过时间推进法进行求解.某双轴混排涡扇发动机的分析结果表明:该方法可以获得进气畸变在发动机流道中的传递曲线,评估风扇、高压压气机等部件对畸变的衰减作用;通过对工作包线上典型工况点的分析,可判断各点抗总压、总温畸变的能力,确定受畸变影响较大的危险点;在给定的稳态总压畸变条件下,发动机推力下降、耗油率上升,其最大变化值为10.5％和11.7％.     

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。     

多种形式插板的压气机进气总压畸变实验

为了弄清国军标GJB/Z 64A-2004(K)采用简单的单个弦月形插板作为进口总压畸变评定实验用的标准插板的缘由,在双级低速轴流压气机试验器上开展了4种不同形式插板的进气总压畸变实验验证研究,并详细比较了各插板的综合畸变指数特性.结果表明:单个弦月形插板作为进口总压畸变评定实验的标准插板,其结果是偏保守、严格的,动态畸变指数和稳态畸变指数在综合畸变指数中所占比例相当,并且插板实验能够产生足够大的动态畸变.      

航空发动机高空压力畸变试验

鉴于航空发动机高空压力畸变试验的重要性,详细介绍了试验方案,通过插板,进行了航空发动机高空压力畸变试验,获得了基于插板扰流条件下的航空发动机气动稳定性特性,并初步获取了压力畸变、高空低雷诺数、引气和功率分出等关键降稳因子对该发动机稳定性影响的数量关系.压力畸变、高空低雷诺数以及引气、功率分出因素对临界综合畸变指数影响为:高度1km至高度18km,临界综合畸变指数降低了11.11%,高度1km至高度20km,临界综合畸变指数降低了14.69%.为航空发动机高空气动稳定性提供验证平台和试验数据支持.      

畸变条件下航空发动机喘振/失速适航符合性方法

为研究畸变条件下航空发动机对喘振/失速特性适航条款的符合性验证方法,将用于发动机稳定性评定的畸变试验方法应用于适航领域。以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法研究了其在0°～30°迎角条件下的部件特性,并依据所得畸变图谱设计了不同结构的畸变发生器。结果表明:所设计的畸变发生器可以在一定程度上较好地模拟出不同迎角工况的畸变图谱、风扇的气动特性及流场特征,喘振裕度最大偏差4.32%。总结出发动机喘振裕度与不同迎角和畸变发生器之间的变化关系,用以确定适航条款要求的稳定工作范围。依据中国民用航空规章,发展了一种进气畸变条件下航空发动机喘振/失速特性符合性验证方法,并明确了其在型号合格审定过程的任务阶段。      

尾缘锯齿修形对波瓣强迫混合排气系统性能影响

针对某涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统建立了尾缘锯齿修形流场数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了不同尾缘锯齿修形波瓣强迫混合排气系统流场的演变规律和热混合效率、总压恢复系数的变化规律.结果表明:在强迫混合排气系统出口截面处,热混合效率随修形量的增加而增大,总压恢复系数随修形量的增加而减少.1个三角形(1-SJ)锯齿修形模型的热混合效率最大,达到79.73%;2个梯形修形(2-TX)的综合效果最优,其热混合效率达到77.50%,总压恢复系数比1-SJ高出0.5%.      

部件性能变化对大涵道比发动机台架性能的影响

应用航空发动机总体性能计算程序,分析了部件性能变化对大涵道比、双转子涡轮风扇发动机总体性能的影响。在几个典型转速下,对比分析了某型大涵道比发动机部件效率降低及流路总压损失增大后发动机台架性能的变化,确定了影响发动机推力、耗油率、排气温度以及压缩部件稳定性的关键因素。     

小涵道比涡扇发动机吞鸟能力仿真评估与验证

军用航空发动机的吞鸟能力须满足国军标和适航相关规定,可靠的发动机吞鸟能力评估方法是开展吞鸟试验的基础,可降低试验风险、提高试验成功率。以国内某涡扇发动机研制中的吞鸟能力仿真与验证项目为基础,提出基于仿真分析、动量类比法和接触应力类比法的发动机吞鸟能力评估方法。根据相关标准规范,确定试验要求,开展整机吞鸟试验验证,通过4 次整机吞鸟试验,验证了本文提出的发动机吞鸟能力评估方法的准确性,获得了发动机吞鸟能力底数。试验结果和评估方法可为其他涡扇发动机型号研制提供参考。     

压力畸变对某型发动机稳定性影响的数值研究

本文采用有效的发动机数学模型，就进口流场畸变对某型涡扇发动机稳定性的影响进行了较深入的数值研究：详细介绍并分析了稳态和动态压力畸变对发动机稳定性影响的结果；讨论和分析了压力畸变在发动机系统中的传递情况以及发动机压缩部件临界级的分布情况。