固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。     

超燃冲压发动机燃烧室亚/超燃模态数值研究

采用Mac Cormack格式、B-L湍流模型及氢/空气两步化学反应模型,计算了双模态冲压发动机燃烧室在不同来流条件和供油规律下的二维燃烧流场。计算结果表明,在相同来流条件下,供油规律对燃烧室的工作模态有着重大影响;在不同来流条件下,可通过调节供油规律,使燃烧室分别实现亚燃模态和超燃模态。     

推重比15一级发动机关键技术及分析

围绕下一代窄体客机发动机,介绍了目前国外飞机和发动机生产商方案选择的一些思路,叙述了传统涡扇发动机、齿轮传动涡扇发动机和开式转子发动机的最新进展,预测了发展趋势。     

基于序列工作点的航空发动机过渡态气路分析参数选择研究

为了降低由多工作点分析(MOPA)方法的平均效应所产生的气路分析(GPA)系统误差,提出了基于航空发动机过渡工作过程的序列工作点分析(SOPA)技术,并以此为基础提出了一种系统的气路分析参数选择方法。该方法利用连续小波变换对时间信号的增强解析能力,提取待求健康参数在备选测量传感器上的参数特征,实现了在传感器安装受限条件下必要测量参数的选择。通过对SOPA子系统矩阵进行奇异值分解(SVD),获得了在过渡工作过程中不同时间片段上的健康参数可辨识性。针对大涵道比双轴分排涡扇发动机的参数分析结果表明:通过对待求健康参数的敏感性输出信号进行小波分析所确定的最简传感器布局,具备对全部待求健康参数的可辨识性;而以时间片段矩阵的条件数作为判据评估SOPA子系统的参数辨识能力,能够有效地确定具有高可靠性的SOPA时间片段位置,保证了对发动机气路部件健康状态的估计精度。     

基于燃烧室多反应器模型的民用涡扇发动机排放预测

选用燃油JetA为航空燃料,建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物(unburned hydrocarbons,UHC)和CO进行了计算.结果表明:燃烧室内火焰温度越高,NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时,燃油液滴的雾化直径大,造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快,适合与发动机性能程序相结合,在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算.     

进气畸变对发动机压缩部件气动稳定性的影响

发展了一种在发动机环境下评定航空涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型。压缩系统模型采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘-滞后-容积的压气机级模型，稳定性模型则采用了对整个压缩系统统一判别的方式。计算过程与发动机非设计点性能计算相关联，使得压缩系统稳定性分析在真实的发动机运行环境（调节规律）下进行。研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响。对总压畸变进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明，进气总压畸变对发动机稳定性有很大的影响，使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。发展的数学物理模型可以正确地反映发动机压缩系统的工作状况，用它判断发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好。     

综合飞行/推进系统H∞控制设计

应用混合灵敏度H∞控制理论研究了综合飞行/推进系统多变量鲁棒控制器设计问题,分析并提出了合理构造和调整加权阵设计综合控制律的方法,针对混合灵敏度H∞控制设计的关键———构造加权阵问题,从加权阵的约束条件和控制系统设计的性能指标两方面入手,通过构造和调整两个加权阵频域特性,以达到对控制系统进行频域整形的目的,仿真结果证明了方法的有效性。     

用不同化学反应模型对煤油超声速燃烧的数值分析

采用单步不可逆有限速率化学反应模型,同时结合离散液滴模型、概率密度函数紊流燃烧模型的混合分数平衡化学反应模型,对煤油在双模态燃烧室内的燃烧进行了数值分析。通过比较数值计算结果与实验结果,说明计算所采用的模型是有效的。在给定的计算条件下,与单步不可逆有限速率化学反应模型相比,结合了离散液滴模型的混合分数化学反应模型更能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧,并且集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽火焰稳定器增强了燃料的混合和燃烧,使燃烧效率在燃烧室出口达0.880 6。      

涡扇发动机整机环境下风扇部件气动稳定性评定方法

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的耦合, 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, 计算比较了均匀进气和畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇部件稳定工作边界的异同, 从计算结果可以看到, 均匀进气条件下, 在发动机环境下和单独部件环境下所得到的风扇部件稳定工作边界变化不大;而畸变进气条件下, 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.      

求解航空发动机非线性方程组的变步长牛顿法

详细分析了航空涡轮发动机部件共同工作的非线性方程组的求解收敛性问题,并对计算中常见的迭代不收敛问题的机理进行了研究总结。针对常见的不收敛问题,提出了以传统牛顿迭代法为基础的变步长牛顿法加以解决。采用变步长牛顿法后,对某型定几何单轴涡喷发动机进行了一系列的验证计算,计算结果表明计算收敛性得到较大幅度的改善。变步长牛顿法对改善发动机总体性能计算收敛性具有很好的参考价值。