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。     

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。      

某型航空发动机高原起动供油规律研究

以某型航空发动机作为研究平台,通过对发动机起动工作过程和起动供油调节分析,研究了地面平原起动供油和高原起动供油关系。在兼顾了空中起动的基础上,提出了在高原环境下的起动供油控制规律:调整改变自动起动器和起动放气嘴。以发动机在平原地区机场起动调整方法为基础,得到了在高原机场起动调整方法,并在高原机场试验验证中取得满意结果,解决了发动机在高原进气气压低,含氧量较少,温度较高,一系列恶劣的进气条件下起动中热悬挂、冷悬挂、起动失速等起动极限问题,可为其他型号发动机的高原起动借鉴。     

舰载机发动机高温条件下起动试验研究

为解决某舰载机发动机高温起动问题,基于高低温起动规律验证试车台,通过模拟高温进气条件,设计并开展高温起动试验。试验数据均做归一化处理,试验结果表明,高温条件下,发动机脱开转速提高10%,发动机起动时间缩短0.01,起动最高排气温度降低0.05;高压压气机进口可调静子叶片角度打开2°,发动机起动最高排气温度降低0.03;发动机点火转速提高2%,发动机起动时间延长0.03,起动最高排气温度降低0.02;起动机最高输出功率增加3k W,发动机起动时间缩短0.06,起动最高排气温度降低0.02。以上4项措施均可改善发动机高温起动性能,对舰载机发动机的高温起动性能优化具有十分重要的意义。     

非标准大气条件下航空发动机地面起动性能

为了得到非标准大气条件对航空发动机地面起动性能的影响,对非标准大气条件下空气涡轮起动机输出功率特性、标准大气条件下理想起动过程的影响因素进行了分析.研究了非标准大气条件对航空发动机地面起动性能影响,分析了大气温度对起动点火时间、起动时间、起动过程排气温度的影响.应用均匀加速原理,对某型涡扇发动机起动时间进行估算.基于地面台架起动试验条件,对试验数据统计分析:大气温度增加或降低,将增加起动点火及脱开时间.对大气温度在293.15K以上的开车次的平均起动时间与293.15K以下的平均起动时间进行对比,热天起动时间比冷天要短约3s,试验结果符合理论分析.      

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。     

温度对涡轴发动机起动性能影响的试验研究

为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。     

微型涡轮喷气发动机风车起动特性研究

为研究微小型涡轮喷气发动机风车起动的特性,以某微型涡轮喷气发动机为原型,通过数值模拟和试验研究相结合的方法,研究了其风车起动过程的各种特性。通过试验研究了丙烷气点火时间和丙烷气压对微型涡喷发动机转速以及燃烧室温度的影响规律,以在最短时间内使得微型涡喷发动机转速和燃烧室温度满足可供油燃烧的条件,并确定所需要的丙烷气最小气量。结果表明：在本试验条件下发动机从起动到慢车状态过程中,以先快后慢的供油规律起动加速时间最短约为82 s;发动机从慢车到80%全转速状态过程中,实现相对最短加速时间的供油规律可分为2段,前段供油斜率较大为0.79,后段供油斜率较小为0.14。对其它结构形式和起动过程类似的微小型涡轮喷气发动机有一定借鉴作用。     

模拟自然环境的航空发动机低温起动试验研究

为了验证航空发动机在低温环境温度下的起动性能,基于试验舱模拟自然环境进行了某型涡扇发动机低温起动试验, 介绍了试验设备及试验准备情况,选取环境条件为-40 ℃的降温历程曲线作为研究对象,该条件下的冷浸区别于高空台风车冷 浸,能够使发动机内、外部关键部位均达到目标温度。试验结果表明：舱内冷浸3 h后发动机外部附件和内部转动部件已“冷透”。 因低温环境下主燃油泵调节器内部零组件工作特性变化而导致的起动过程供油时间提前和供油量增多,是影响该型发动机低温 起动特性的主要因素;对调节系统预热（冷运转）可明显提高低温环境下的起动成功率。该方法可在外场推广使用。     

航空发动机高、低温起动及高原起动试验技术探讨

根据GJB241对航空发动机高、低温起动及高原起动试验的要求,分析了高、低温及高原环境条件对航空发动机起动性能的影响机理;阐述了利用自然环境条件、低温起动室及高空模拟试验台进行航空发动机高、低温起动及高原起动试验的优、缺点;结合国产斯贝MK202发动机分别在英国R.R.公司低温起动室和高空模拟试车台进行的低温起动试验方法和俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)高空台的发动机高、低温起动及高原起动试验的方法,提出了符合我国国情的航空发动机高、低温起动及高原起动试验的实施途径。      

A novel control method for turboshaft engine with variable rotor speed based on the Ngdot estimator through LQG/LTR and rotor predicted torque feedforward

In order to compensate for the disturbance of wide variation in rotor demanded torque on power turbine speed and realize the fast response control of turboshaft engine during variable rotor speed, a cascade PID control method based on the acceleration estimator of gas turbine speed (Ngdot) and rotor predicted torque feedforward is proposed. Firstly, a two-speed Dual Clutch Transmission (DCT) model is applied in the integrated rotor/turboshaft engine system to achieve variable rotor speed. Then, an online estimation method of Ngdot based on the Linear Quadratic Gaussian with Loop Transfer Recovery (LQG/LTR) is proposed for power turbine speed cascade control. Finally, according to the cascade PID controller based on Ngdot estimator, a rotor demanded torque predicted method based on the Min-batch Gradient Descent-Neural Network (MGD-NN) is put forward to compromise the influence of rotor torque interference. The simulation results show that compared with cascade PID controller based on Ngdot estimator and the one combined with collective pitch feedforward control, the novel control method proposed can reduce the overshoot of power turbine speed by more than 20%, which possesses faster response, superior dynamic effect and satisfactory robustness performance. The control method proposed can realize the fast response control of turboshaft engine with variable rotor speed better.     

一种估算测扭基准轴不平衡量的试验方法

对涡轴发动机动力涡轮转子测扭基准轴的不平衡量进行了研究,提出了一种通过高速动平衡试验估算出测扭基准轴不平衡量的试验方法.结果表明测扭基准轴的不平衡量虽然不是转子高速动平衡的决定性因素,但影响到传动轴的动平衡.因此,控制测扭基准轴的不平衡量仍然是有必要的.最终提出一些合理的建议.     

试车数据驱动的涡轴发动机起动过程模型辨识

针对传统的采用解析法建立涡轴发动机起动过程模型复杂的问题,提出了一种基于变步长萤火虫算法优化的有外部输入的非线性自回归网络(CSFA-NARX)的涡轴发动机起动过程模型辨识方法。以涡轴发动机起动过程试车试验数据为数据样本,利用CSFA-NARX网络模型辨识得到涡轴发动机起动过程模型,并采用留一交叉验证方法对辨识模型的性能进行验证。结果表明:得到的辨识模型输出参数,如燃气发生器转速n_g、输出轴转速n_r和涡轮后温度T₄都较好地逼近了试车实测数据,各参数验证样本最大相对误差平均值分别为0.90%、1.51%、和2.01%;在相同训练与验证样本情况下,得到的辨识模型精度优于采用萤火虫算法优化的NARX网络(FA-NARX)、NARX网络和变步长萤火虫算法优化的BP网络(CSFA-BP)模型精度。     

基于试飞数据的涡轴发动机性能建模技术

为了实现军用涡轴发动机在装机状态下的虚拟预测试飞，通过罚函数法求解超定非线性方程组的最小二乘解，并采用回归分析对部件特性耦合因子进行曲线拟合，优化基准稳态模型，构建了某型涡轴发动机稳态性能计算模型；在此基础上，应用发动机加减速试飞数据，综合考虑部件容腔效应、转动部件的转子动力学和高温部件的传热效应，开发了涡轴发动机部件级过渡态性能计算模型。采用该模型对包线范围内不同工况的发动机稳态和过渡态工作过程进行了仿真预测，结果表明：与真实装机试验结果相比，发动机各工作参数的稳态预测精度在4.2%以内，过渡态预测精度在9.2%以内，满足工程精度要求。该模型能够满足虚拟预测试飞的技术需求，对涡轴发动机的设计、试飞和使用具有重要作用。     

芳香烃对涡轴发动机排气冒烟影响的试验

为掌握涡轴发动机排气中的冒烟数及芳香烃体积分数对冒烟数的影响,设计了某涡轴发动机冒烟数测量试验方案,通过在RP-3航空煤油中添加甲苯(C6H5CH3)获得不同芳香烃体积分数,开展发动机排气冒烟试验;并根据实测冒烟数(SN)拟合得到了与计算冒烟质量浓度指数(CI)的关系式。试验结果表明:某型涡轴发动机采用基准燃油时各状态冒烟数均小于40,优于设计指标;最大起飞状态下芳香烃体积分数每增加3%可导致冒烟数升高6%。该试验为涡轴发动机排气冒烟数测量和预估提供了一种有效方法,并为通过减少燃油中芳香烃体积分数来抑制发动机冒烟数提供了依据。      

离心压气机温升效应对涡轴发动机起动性能的影响

介绍了涡轴发动机起动过程中部件材料温升对离心压气机效率影响的数学模型。按照某涡轴发动机起动供油规律,利用建立的数学模型计算了此发动机起动性能,并和发动机试验结果进行比较,以验证模型建立的准确性。然后,利用建立的数学模型分析部件材料温升对燃气涡轮轴发动机起动性能的影响。      

低温对涡轴发动机起动性能影响的试验与分析

为研究低温对涡轴发动机起动性能的影响,对国军标的适用与裁剪进行了讨论,开展了低温起动试验,试验以滑油箱内的滑油温度达到-34 ℃算起,冷浸4 h后进行起动,分析了低温起动过程的阻力矩、剩余扭矩、点火性能和温升效应对起动性能的影响。结果表明:-34 ℃条件下的初始阻力矩是25 ℃条件下的2.25倍,至点火转速附件阻力矩降低为1.53倍;温度越低,点火边界对应的索尔太平均直径(SMD)越小,燃烧室点火边界越窄;温升效应对低温起动性能的影响显著,考虑温升效应的起动时间延长约25%。热空气加温和起动滑油断油可以降低起动初始阻力矩,改善点火性能,从而提高了低温起动性能。研究结论对同类发动机开展低温起动试验、起动供油规律优化及相关研究提供了参考。      

基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取方法研究

以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。     

基于在线可变导叶角的涡轴发动机优化控制

研究了基于在线可变压气机导叶角的涡轴发动机最小油耗优化控制.分析了压气机导叶角的变化对涡轴发动机的影响.提出了基于在线可变导叶角的涡轴发动机优化控制方法.最后,进行了涡轴发动机最小油耗优化控制的仿真实验.仿真结果表明通过调节压气机导叶角可以使单位功率耗油率降低3%～7%,具有实际应用价值.