航空发动机空气起动系统性能匹配计算方法

为了探索航空发动机空气起动系统的匹配机理,寻找改善全包线内系统性能的技术途径,通过对系统各单元工作特性及相互制约条件的分析,在综合辅助动力装置(APU)、引气管路、调压装置、空气涡轮起动机(ATS)特性计算模型的基础上,发展了一种基于各单元匹配的空气起动系统性能计算方法。该方法能够准确获取系统设计点、各单元特征参数及边界条件,确定APU引气特性、引气管路损失特性、ATS喉道面积和调压装置蝶阀调节规律,进而实现空气起动系统全包线特性计算。利用试验数据对模型进行了校验,结果表明,输出功率计算误差3.5%、引气流量计算误差4%。该模型克服了目前工程上只能单点计算,且需反复迭代的缺陷,为空气起动系统总体性能设计和评估提供了一种有效的分析工具。     

深冷组合发动机吸气模态最大状态控制规律研究

为了研究深冷组合循环发动机吸气模态最大状态控制规律,基于部件法建立了发动机热力学计算模型,依据整机共同工作条件确定了发动机非设计点计算的变量与平衡方程。根据工质间的相互影响关系,提出了以氦压气机转速和氦涡轮前温度为控制变量的双变量控制规律。在考虑发动机机械负荷、气动负荷、热负荷及压气机稳定裕度等限制的条件下,根据制定的最大状态控制规律,完成了高度特性和速度特性的计算。根据限制条件计算得到了发动机的工作包线,并指出了最大状态控制规律的区域划分。最后,将控制规律应用于工作包线内,获得了压气机转速、换算转速及工质流量等参数的分布规律。结果表明：工作包线上下边界分别取决于氦压气机喘振裕度限制和空气压气机换算转速下限,右边界限制取决于换热器1氦气出口温度上限。深冷组合循环发动机最大状态控制规律应划分为2个区域,分界线满足以下条件：空气压气机和氦压气机换算转速同时达到最大值。分界线以上空气压气机达到最大工作状态,分界线以下氦压气机达到最大工作状态。空气压气机进口参数是决定控制规律分界线的主要因素。     

空天飞机吸气式推进系统/飞行器一体化分析

介绍在进行空天飞机推进系统设计时气动-推进界面的划分和几何参数的选择方法。根据选择的参数进行了小涵道比涡扇发动机和冲压发动机的性能计算，最后给出了空天飞机推进力的计算方法。     

轴流压气机孤立转子内流场数值模拟

针对跨声速轴流压气机转子叶排中的流动，利用高分辨率的三阶NND格式和LU-SGS隐式推进迭代法，建立了孤立转子内三维N-S方程的高分辨率和高效率的数值分析程序。用该程序分别计算了NASA-37跨声速转子，计算结果表明：所建立的孤立转子程序能够较好的模拟轴流压气机叶排内流动情况。数值分析结果与实验吻合较好，从而证明了该程序的有效性。     

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-优化设计

利用飞机／涡扇发动机一体化设计的思路，建立了飞航导弹／涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下，预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹／涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计，具有很好的工程实用价值。     

高低空环境下压气机叶片颤振特性研究

为了揭示高低空环境对压气机气动弹性稳定性的影响机理,采用谐波平衡技术和能量法对叶片在不同工作高度下的颤振特性进行了数值研究。结果表明:近失速二阶模态下叶片在地面和高空于不同的波节数1和2时达到最小气动阻尼状态;近失速前两阶模态下高低空叶片的气动阻尼系数(Log Dec)最小值分别为0.5460%,0.4521%和0.3460%,0.2168%,但叶尖处地面的当地Log Dec小于高空值;对于近失速一阶模态,叶片尖部的非定常压力脉动随着工作高度的变化呈现出不同的时空形态,从而导致当地积累功存在较大差异。     

基于部件法的涡轴发动机性能计算模型研究

为研究自由涡轮式涡轴发动机的稳态特性,建立了基于部件法的涡轴发动机稳态特性计算模型,编制了计算程序,并指出了涡轴发动机各部件在共同工作时需要满足的平衡关系,同时建立了求解稳态特性计算模型的非线性方程组。然后利用编制的稳态特性计算程序,计算了某涡轴发动机在考虑使用限制时的最大状态特性和不同高度下的节流特性。通过对计算结果...     

简单控制规律下涡喷发动机特性的研究

研究了用于无人飞行器上使用的小推力级涡喷发动机在简单控制规律下的多种重要特性。通过计算横模拟方法，重点研究某型发动机的设计点性能装订方法、不同进口温度条件下发动机的稳定工作裕度以及发动机能够适应的飞行包线，并揭示了发动机的一些潜在的缺点。计算结果在发动机设计、生产和使用过程中有重要的指导意义。     

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。     

变几何参数对变循环发动机过渡态性能的影响分析

为了研究变几何参数对变循环发动机(Variable Cycle Engines,VCE)过渡态性能的影响,对功率提取法(Virtual Power Extraction Method,VPEM)进行了总结与发展,并以双轴混排涡扇发动机的VPEM模型为工具,研究了尾喷管喉部面积和涡轮导向器喉部面积对双轴混排涡扇发动机过渡态性能的影响,建立了应用于双外涵VCE的VPEM模型,并以此为工具研究了高低压涡轮导向器喉部面积、尾喷管喉部面积和后可变面积涵道引射器面积对VCE过渡态性能的影响。结果表明,变几何参数对涡扇发动机和VCE过渡态性能的影响规律一致,尾喷管喉部面积和高低压涡轮导向器喉部面积增加5%带来高压转子的功率变化分别为1.9%,6%和3.5%,低压转子功率变化分别为-3%,22%和-7%,RVABI面积对过渡态性能的影响并不显著。