具有可调节喷口的涡轮喷气发动机工作特性线的计算和绘制方法

在发动机所用的压气机的通用特性线图上,绘出T?/T?=定值的网线,以及辅助线L_k/T?=定值的网线。假定涡轮和尾喷管均在临界或超临界的情况下工作,根据发动机平衡工作条件,求得L_k/T?与涡轮喷管环喉部断面积F_(?)和尾喷管出口断面积F_5之比的关系式。如果涡轮喷管环喉部断面积F_(?)不可调节,则可以根据喷口面积F_5调节的大小定出比值F_(?)/F_5,由所求得的关系式可以求出对应的此。因L_k/T?等於L_k/T?除以T?/T?,所以假定L_k/T?为某一定值,则可求得对应的T?/T?比值。L_k/T?=定值的线和T_3/T?=定值的线求出交点,即得出发动机在平衡工作状态的工作点。由於喷口面积F_5改变,则L_k/T?亦改变,重复上述算法,可求得数个平衡工作点。联结各平衡工作点,则得出发动机的工作特性线。     

相似理论及其在发动机调节系统中的实现

随着发动机工作范围的不断扩大,采用相似理论、即建立一种能考虑外界条件广泛变化的通用特性、已是必然趋势、因此在设计发动机调节系统时,首先就要根据相似理论定出换算参数、确定发动机的动态特性,再根据调节规律得到调节工作线。然后就可进行调节器设计。但如何选择参数组合、建立函数关系,又是设计中遇到的主要问题。 本文对此设计步骤作了简要的归纳和分析,并结合状态调节和加速调节,举例说明了调节器的实现问题。但要将理论付诸实现,其中还有不少实际问题需要解决。文中着重对我国新引进的某型涡扇发动机的调节系统作了详尽的分析,用以阐明在具体设计调节器时是如何解决这些实际问题的。     

高超声速串联式组合动力装置方案

为保证高超声速运输机在宽广的飞行包线内(Ma＝0~5,H=0~30km)稳 定可靠工作,对涡轮/冲压组合动力装置串联方案展开研究.首先建立了经试验数据校核的 适于高超声速飞行的组合动力装置部件级变循环详细非线性性能计算模型;在此基础上,利 用发动机设计点热力循环分析和非设计点性能分析方法对串联方案的综合特性进行评估,最 终给出一种经过优化的串联布局涡扇/冲压组合动力装置总体性能设计方案.研究结果表明 ,优化方案可有效地缩小组合发动机的结构尺寸与重量,有利于进气道,喷管的调节以及冲 压燃烧室燃烧的组织.通过综合调整发动机5个可调几何部位以及涡轮发动机燃油流量和冲 压燃烧室燃油流量,可以实现涡扇/冲压模式的平稳转换.      

航空发动机变几何涡轮增压性能研究

提出了一种变几何涡轮增压器用于发动机高空恢复功率的方法,并对其调节规律和相关特性进行研究。依据涡轮流动模型,分析了相同工况下不同喷嘴环开度对涡轮增压器工作的影响。在GT-POWER中建立了变几何涡轮增压发动机模型,通过全高度下不同工况的仿真分析,验证了变几何涡轮增压发动机恢复海平面功率的应用。结果表明,匹配了变几何涡轮增压器的发动机能够显著提高发动机高空可调范围,其使用升限从5 km提升到了6 km,对变几何涡轮增压器应用于恢复功率与喷嘴环开度的调节规律具有指导意义。     

计算机辅助双轴涡扇发动机台架性能调试

双轴涡扇发动机地面台架试车时,需要对发动机进行性能调试。可调截面积至少有高、低压涡轮导向器排气断面积,内、外函尾喷管最小截面积等四处。当发动机性能参数不符合设计要求时,如何调整这些截面积,是发动机试车中必须解决的问题。本文介绍的方法可以根据试车中所测得的数据迅速算出各个可调截面积所需要调整的数值。     

基于脊背特征的发动机低转速特性扩展方法

旋转部件在高空低转速时，其工作状态受来流的吹动作用可能会发生变化，此时压气机处在特殊的“搅拌机”或“涡轮”工作状态，使得发动机的动态计算中效率插值出现不连续的问题。为解决此问题，采用美国国家航空航天局（NASA）和通用电气公司（GE）联合开发的针对旋转部件特性转化的脊背特征方法，通过分析低转速下旋转部件脊背特征及非脊背特征的变化趋势，提出基于脊背特征的旋转部件低转速范围特性的扩展方法，并有效规避了效率特性在低转速下插值的失效。以某型军用涡扇发动机为例，计算其处于不同飞行条件下的发动机风车工作状况，结果表明：所提方法能够反映出低转速下压气机压比小于1的特殊工作状态，且不同飞行条件下的风车特性计算合理。     

飞翼布局无人机进排气影响及机理分析

进气道尾喷管的存在不仅影响着飞机机身前后的流场特性与压力分布,而且影响着飞机升力特性、阻力特性以及力矩特性.为了研究进排气效应对飞机气动特性的影响,采用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,建立飞翼布局无人机(UAV)堵锥整流模型和动力影响模型,其中动力影响模型是根据发动机不同的工作状态,在进气道以及尾喷管截面上设置不同的边界条件,对比分析这两种计算模型在流场特征和气动特性上的差异性,揭示内在的影响机理.进排气效应的研究有助于飞机/发动机的一体化气动综合设计.      

一种带涡轮增压器的活塞发动机调节及其特性

介绍在空中标准及非标准大气条件下,用涡轮控制单元调节航空活塞式发动机的原理及其空中特性的计算方法,与国外该生产厂家提供的数据结果一致.本方法还可计算超过临界高度的特性.     

某涡喷发动机数值建模与改型设计

基于面向对象的部件级航空发动机性能计算模块,构建了某无人机用小型涡轮喷气式发动机的稳态性能计算模型,并根据该发动机原始性能实验数据,对构建的计算模型进行了可信度校核.在模型校核的基础上,为提高该发动机在不同任务载荷下的功能适用性,利用部件匹配技术对该涡轮喷气式发动机提出了可行性改型设计方案.计算结果表明,在维持该涡喷发动机离心压气机工作线不变,同时保证热强度和结构强度可靠性的条件下,改进组合压气机中的轴流级压气机,可以使该发动机推力有较大提高,耗油率得到有效降低.      

高超声速涡轮/冲压组合发动机方案

为满足高超声速运输机在宽广的工作范围内(Ma＝0~5,H=0~30 km)稳定,可靠工作,研究了涡轮/冲压组合动力装置并联方案.完成了涡扇发动机和冲压发动机的总体性能方案设计,2种工作模式转换过程和沿飞行轨迹的组合发动机稳态特性模拟也已接近尾声.建立了适合高超声速飞行的涡扇发动机、冲压发动机可变几何的部件级详细性能计算模型,比较分析了涡扇发动机的加力方案;考虑了进气道/发动机流量匹配对发动机特性的影响;给出了涡轮/冲压模式转换阶段的稳态性能仿真结果.      

俄罗斯科学家设计新型宇宙火箭

据3月30日出版的美国《航空周刊》报道,俄罗斯科学家3年前开始设计的一种使用液氧、氢和煤油作燃料的宇宙火箭,现已完成了该项目80％的设计蓝图绘制工作。按照原苏联科学家,即现在俄罗斯科学家的设想,这种新型火箭将拥有两台涡轮泵、两个主燃烧室和安装在双轴万向节系统上的两个发动机尾喷管。它的推力可达408吨,有效载荷的运载能力可比单纯使用液氧和氢的现有同等规模火箭大一倍。火箭上的一台涡轮泵将把液氧和煤油泵入一个预热室内,以产生加     

航空发动机在高空风车状态下预燃室内空气参数及油气比的计算

本文介绍涡喷六航空发动机及其主燃烧室预燃室,分别在两种高空模拟台上进行冷吹风试验的某些结果。根据这些结果,可获得若干特性线,利用这些特性线可计算高空风车状态下,预燃室内的各空气参数及油气比。试验结果也表明,为了获取有关的特性线,根据相似理论仅需进行地面大气条件下的冷吹试验,可免除耗费大的高空模拟冷吹试验。     

低Re对某小型涡扇发动机性能影响

低雷诺数问题是影响高空长航时无人驾驶飞机的动力装置性能的关键因素之一.定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响.当雷诺数减小到一定程度后,各部件的性能将发生改变.在发动机整机环境下,增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低,受飞行高度和速度的影响也更大.在发动机共同工作条件的作用下,各部件的匹配关系将发生变化,除部件效率的降低以外,部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低.涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降,低雷诺数效应加剧,从而导致发动机性能的进一步降低,推力迅速减小,但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势.     

用有限元素法验证挤压油膜短轴承解的有效性

在现代航空燃气涡轮发动机和地面高速旋转机中,要求精确地分析预计转子支统的承系振动特性。而在支承结构中带有挤压油膜轴承阻尼器的情况下,用什么方法解算油膜压力,其计算精度和速度如何,是影响整个系统特性分析预计的最主要因素之一,也是这一领域里最重要的研究课题。当前,对不带端封的挤压油膜轴承阻尼器,常采用一维短轴承近似解析法计算油膜压力,本文将通过较精确的二维有限元数值解求油膜压力分布,来验证一维短轴承近似解的有效性,并提出短轴承近似解析法所适用的运转条件。     

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响,优化设计了旋流畸变网以模拟旋流,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大,但会导致压气机效率下降,稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速,压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%,在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角,导致气流叶背分离、叶片通道堵塞,最终导致压气机失稳。      

直接利用其工作条件的涡轮盘温度场的有限元计算

通常,为了用有限元素法计算涡轮盘的温度场,必须予先给出三类边界条件。为此,要事先进行必要的试验或计算,显然试验工作要化费大量的资金,而计算所得之边界条件往往不能满足实际计算的需要。尤其对于设计中的发动机,或拟调整温度场之涡轮盘,往往不能给出有关的边界条件。本文建立了涡轮盘温度场与其工作条件的直接联系,从而避免出现上述困难,使涡轮盘温度场的计算更加合理和便利。本文并提供了一个计算实例。     

应用支持向量回归机探索发动机VSV调节规律

发动机可调静子叶片（VSV）调节规律极其复杂,通过挖掘快速存取记录装置（QAR）数据对VSV调节规律进行了深入研究。首先,通过PW4077D发动机健康状态的QAR数据,建立基于粒子群优化（PSO）算法的支持向量回归机（SVR）模型,来探索VSV调节规律;然后,利用后续航班数据对PSO-SVR模型进行验证,并将验证结果与传统的PSO-BP神经网络模型进行对比;最后,应用PSO-SVR模型进行发动机故障诊断。研究结果表明:PSO-SVR模型的回归预测精度优于PSO-BP神经网络模型,能够准确反映VSV的调节规律。可将其用于发动机的状态监控和故障诊断,亦可为VSV控制系统设计提供参考。      

弹性环式挤压油膜阻尼器动力设计方法

弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)与传统挤压油膜阻尼器(SFD)相比,在动力特性方面具有一定的特色.以燃气涡轮发动机用ERSFD为对象,基于有限元挤压油膜理论对ERSFD的弹性环支承刚度、油膜压力场分布和油膜阻尼等特性进行了研究.根据ERSFD的结构特点,利用有限元法分析其动力特性不仅具有模型简单、计算量小的优点,而且能考虑到各种复杂的边界条件及封严装置.研究结果表明,本计算方法和结果可以作为ERSFD结构优化的依据.与SFD(Squeeze Film Damper)相比,ERSFD具有分段式油膜间隙,可利用弹性环的弹性变形来调整油膜间隙,将油膜间隙控制在一个合适的范围内,从而有效地避免传统SFD在一定工作条件下的非线性振动现象的发生.