滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机中的研究进展

滑动弧等离子体强化燃烧技术是一种新型的强化燃烧技术。从航空发动机燃烧室点熄火边界拓宽的需求出发,阐述了滑动弧强化燃烧的基本原理,分析了滑动弧等离子体通过化学效应和热效应2个方面强化燃烧的作用机制,介绍了滑动弧等离子体强化燃烧技术应用于航空发动机的潜在优势。从放电特性、数值仿真、强迫雾化和强化燃烧4个方面,分析了滑动弧强化燃烧的研究现状。针对滑动弧等离子体强化航空发动机燃烧技术的技术特点,给出了3种自由轨道式3维旋转滑动弧强化燃烧方案和1种固定轨道式滑动弧强化燃烧方案。以燃油喷嘴和文氏管放电方案为例,给出了旋转滑动弧强化燃烧的试验验证结果。对滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机上的实际应用进行了总结和展望。     

轴向间距对某跨声速轴流压气机叶排间干扰的影响规律

对不同轴向间距下的某跨声速轴流压气机内流场在设计转速时进行了定常数值模拟,结果表明当转子与上游静子轴向间距减小时,压气机的效率和压比有明显降低,而转子和下游静子间距减小时,压气机的效率和压比反而有所提高.进一步的非定常数值模拟结果表明:①转子与上游静子轴向间距减小时,转子前激波与静子尾缘干扰增强,造成了效率和压比的下降...     

新型高可靠性主燃油控制装置设计仿真研究

为了提高主燃油控制装置的可靠性,在设计方案中增加了泵转换单元和计量转换活门。泵转换单元连接燃油计量子系统和导叶作动子系统,计量转换活门连接主燃油电液伺服阀与热计量电液伺服阀,实现了泵源备份和计量控制备份功能。通过AMESim建立的主燃油控制装置的数学模型对两个新增备份转换装置及功能进行了性能仿真,重点分析了备份切换过程中压力、流量等参数的波动情况。仿真结果表明:泵备份切换和计量备份切换过程引起的燃油波动都能在较短时间内恢复,分别为0.3s和1s。主燃油控制装置在单泵源状态工作时,导叶作动子系统工作正常,对计量燃油子系统的影响极小。     

一种采用径向串联方式的组合旋涡泵设计方法

给出了一种采用径向串联方式的两级组合旋涡泵设计方法.该方法首先使用经验系数法对旋涡泵的结构参数进行初步设计,然后采用Hex/Wedge网格单元划分Proe所建立的旋涡泵三维模型的网格;进而通过CFD数值模拟反复迭代优化得出旋涡泵的最终结构参数;最后对组合旋涡泵内流场进行了仿真分析并与试验数据进行了对比分析.对比分析表明在设计点仿真数据与试验数据的相对误差不超过2％,所设计的两级组合旋涡泵达到了预期性能指标.表明该设计方法是可行、有效的.     

边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制

压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。     

复杂变截面S形喷管气动设计与红外辐射特性研究

基于曲率控制设计方法,以某涡喷发动机排气喷管为原型进行了S形喷管的设计;利用CFD软件对不同中心线形式,以及不同喷口形式的S形喷管几何参数对气动力影响进行了数值分析和优化选型。同时,还利用自主开发的软件对喷管在后半球空间内的红外辐射强度进行了数值模拟,研究了喷管出口形状对于喷管红外辐射强度的影响规律。结果表明:按红外抑制效果排列,较好的喷口形状依次是梯形、矩形、椭圆、圆形喷口,梯形喷口S形喷管可使红外辐射峰值缩减60%左右。     

畸变进气对两级风扇稳定性影响的数值模拟

基于多级轴流压气机的逐级特性,建立了一种预估多级轴流压气机在均匀进气和周向畸变进气条件下的喘振边界的一维数值模拟方法。根据动态压缩系统模型,对一台两级风扇的喘振边界进行了数值预测,与基于李亚普诺夫理论的线化一维模型和试验结果的比较表明,该模型能较为准确地预估多级轴流压气机的喘振边界。对畸变进气条件下两级风扇稳定性进行的详细数值分析表明:进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减,进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减;反向总温总压组合畸变进气时,畸变衰减快稳定裕度损失小,而正向总温总压组合畸变进气时,畸变衰减慢稳定裕度损失大。     

三外涵变循环发动机性能数值模拟

与双外涵模式相比,三外涵变循环技术将使发动机工作范围更广,更易满足未来发动机的自适应要求,及更大提升飞机综合性能。在带核心机驱动风扇级(CDFS)双外涵变循环发动机性能仿真方法基础上,构建了前调节阀门、后调节阀门、第三外涵等的数学模型,开展了三外涵变循环发动机性能模拟方法研究,重点分析了三外涵变循环发动机的稳态性能。结果表明:相比单外涵和双外涵模式,三外涵模式总涵道比调节程度更大,发动机最大状态与亚声速巡航状态间的燃油经济性更明显。     

航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法

根据对飞机噪声控制技术历史发展演化过程的总结分析，研究了民用航空发动机气动与声学一体化设计的目标、方法、流程、理论模型和发展趋势等。基于对航空发动机气动设计过程的分析，给出了航空发动机气动与声学一体化设计的流程和方法。分别从“发动机总体热力循环设计”“发动机部件通流设计”“发动机部件三维详细设计”等三个流程，介绍了航空发动机声学设计理论和技术国内外的发展情况，详细论述了发动机气动声学设计的理论、模型和方法，分析了目前航空发动机声学设计理论的主要问题及未来的研究重点，并以具体发动机设计实例分析了不同设计阶段航空发动机的气动与声学一体化设计方法思想。     

涡扇发动机变参数鲁棒H_∞滤波器设计

针对存在建模误差及测量噪声干扰条件下的涡扇发动机性能参数估计问题,标准卡尔曼滤波及其改进算法滤波估计误差收敛速度慢,滤波估计精度低,对不确定测量噪声及建模误差较为敏感,为此本文提出了一种变参数鲁棒H_∞滤波器设计方法。该方法采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计满足H_∞性能指标要求的鲁棒滤波器,通过引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)中变参数Lyapunov矩阵与系统系数矩阵之间耦合乘积导致的非凸优化问题,转化为常规LMI约束下的凸优化问题进行求解,降低了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)鲁棒滤波器设计的保守性,得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:与扩展卡尔曼滤波器对比,采用该方法设计的滤波器具有较快的动态跟踪速度和较高的滤波精度,ΔFn的稳态估计误差不大于0.1%,ΔFn的相对估计误差不大于2.5%,同时对建模误差和测量噪声干扰具有较强的抑制能力。