民用航空动力技术风险评估的量化方法

通过层次分析法和质量功能展开,将用户对先进民用航空发动机的总需求逐层展开到具体技术并求得其权重,同时采用技术成熟度等级对各具体技术的风险水平进行量化,综合具体技术的权重和风险值计算得到整个发动机的总技术风险.该方法不仅可以评估整机系统,对其部件系统同样有效.以某型在研涡扇发动机的涡轮部件为例,应用该方法对其进行数值模拟,得到了定量的技术风险评估结果.     

基于AMESim的涡扇发动机控制系统 综合仿真

以AMESim为平台,采用模块化的设计方法,分别建立航空发动机、传感器、燃油系统、电子控制器和执行机构数学模型.将模块封装打包建立涡扇发动机控制系统模型库,并将之组成为完整的发动机及调节器系统综合仿真平台.以主燃油控制系统为例,介绍了各仿真模块的建立过程,仿真结果表明,系统模型能反映各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行组合优化能够有效提高系统性能.      

高温升蒸发型双腔燃烧室的设计

为了满足热风洞对燃烧室高温升的要求,设计了以航空煤油为燃料的蒸发型燃烧室,采用主辅火焰筒前后配置的双腔结构使燃烧室实现了1600K的温升。通过对燃烧室的气动热力计算,确定出了燃烧室的总体尺寸,设计了燃烧室的主要部件并对燃烧室进行了一定的性能实验。实验及应用结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面满足设计要求,具有一定的适用性和工程实用价值。     

航空发动机加力燃油流量寻优控制方法

为了实现带加力航空涡扇发动机最大推力寻优,作为途径之一,提出了一种新的加力燃油流量寻优控制方法。在常规开环的加力燃油流量控制计划的基础上,叠加一个闭环的寻优修正,以余气系数、加力燃烧室出口温度、喷口面积等参数为约束条件,并给出了不可测约束参数的解析计算方法以及解析余度校验方法。以某航空发动机动态模型为例进行了寻优控制方法的仿真验证,结果表明,采用新的加力燃油寻优控制方法,在包线范围内平均可以将发动机最大推力提高6%左右,并具备较好的寻优控制安全性。     

来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器燃烧特性的影响

在亚音速高温气流实验装置中,使用拍摄OH自发光辐射的方法研究了蒸发式火焰稳定器的燃烧特性,分析了来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器后反应流场的影响。通过对比火焰稳定模式,气流速度较低时火焰稳定性主要靠稳定器尾迹区中涡的生成和脱落控制,而气流速度较高时稳定器侧壁内缘出现的小反应区也是火焰稳定的重要因素。喷嘴的喷射条件对稳定器后的反应流场有重要影响,在油气比较高时,气流速度较低,出现回火,火焰悬停距离较小。在同样的气流速度下,降低余气系数,稳定器后的火焰形状发生本质变化,两个强烈反应区消失,反应区的边界变模糊。     

多级轴流压气机设计及其特性预估

基于大量的二元平面叶栅吹风实验数据关联结果,发展了一种适用于多级轴流压气机设计的计算程序,以具有实验数据的某跨音速两级轴流风扇为研究对象,采用在子午面上叶片排间隙中设置计算站的流线曲率法进行数值模拟,计算结果与实验数据进行对比,结果表明:模拟的结果能够满足工程应用的需要,验证了该程序在设计多级轴流压气机的有效性。     

涡轮机匣壁面换热特性的数值计算

为了研究涡轮机匣的换热特性,采用分段计算技术,各段连接为耦合连接,对某型涡轮机匣模型进行数值模拟,减小了计算复杂结构的难度,详细分析了机匣流动区域的流动特性和壁面的换热特性。结果表明:孔出流对壁面有很强的冲击作用,导致冲击区壁面换热系数很大;腔内气流流动情况复杂,具有复杂的漩涡结构;气流涡作用于壁面,增强壁面局部换热,换热系数增大;计算结果与实验结果吻合很好,定性地反映了机匣的流动和换热特性。     

超声速燃烧室凹槽动态特性试验研究

为研究超声速燃烧室中凹槽火焰稳定器的流动特性,对来流马赫数2.0条件下各种构型的凹槽流场进行了试验研究。得到了不同几何构型凹槽流场的纹影结果,采用动态压力传感器研究了凹槽流场的频谱特性,计算了凹槽流场自激振荡压力的均方根,并将试验结果和Rossiter经验公式预测结果进行了对比。     

冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响

冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。     

航空发动机管壳式燃-滑油散热器换热特性计算

采用无量纲关系曲线(Re~St·Pr2/3)计算管壳式燃-滑油散热器管程、壳程表面传热系数,基于效率-传热单元数法建立了管壳式燃-滑油散热器换热特性计算模型;以航空发动机某管壳式燃-滑油散热器少量试验数据为基础,拟合得到了该型散热器管程和壳程Re~St·Pr2/3关系曲线,并将该关系曲线应用于另一结构类似的管壳式燃-滑油散热器换热特性计算.算例计算表明:计算值与试验数据吻合较好,管程、壳程出口温度相对误差均不超过6.5%,总换热量相对误差不超过7.4%.该方法可应用于航空发动机管壳式燃-滑油散热器设计及验证阶段的换热特性计算.