涡扇发动机加力燃油计量装置建模与性能分析

航空发动机加力燃油计量装置对于准确实现加力燃油控制规律和加力接通与切断过渡过程的性能至关重要。为了对某涡扇发动机加力燃油计量装置的性能进行深入分析,采用面向对象的建模软件AMESim对加力燃油计量装置进行建模,对该装置动态性能、抗干扰能力以及指令压力实现、逆序切油功能等进行了深入研究。结果表明：该加力燃油计量装置性能优良,可以实现设计要求的功能。所建模型可供加力燃油计量装置的设计、改进改型和性能优化参考     

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。     

开式转子发动机计算模型及调节研究

目前先进的开式转子发动机多采用变桨距、双排共轴对转桨作为推进部件。采用双排桨的气动计算方法,根据单排桨特性图计算对应的双排对转桨特性图,验证对转桨性能计算模型。在双轴涡轮喷气发动机计算模型的基础上,添加动力涡轮、行星差动齿轮和双排对转桨,组成开式转子发动机计算模型。采用该模型研究了开式转子发动机的调节计划,对比了等转速和等叶尖速度调节的不同,以及对开式转子发动机高度速度特性的影响,并使用美国PROOSIS模型对计算结果进行验证。结果表明：开式转子发动机模型计算精度较高,可较准确地研究不同设计参数和调节规律下发动机的总体性能,其中固定桨扇叶尖速度的调节计划在较低飞行速度下具有高推力、低油耗的优点,可以获得较好的全包线性能。     

低速轴流压气机叶尖非定常流动试验

利用动态压力传感器对一低速轴流压气机转子的叶顶间隙流场进行详细的试验测量,通过对信号特征的分析,对压气机节流过程中叶顶间隙的非定常流动发展演变规律进行了研究。结果表明：压气机完全失速时,叶尖存在一以46.5%转子转速周向传播的失速团;节流过程中,叶尖前缘处的动态压力信号中存在非定常波动的特征频率带,其变化规律与叶顶流场压力非定常波动的能量迁移有关;随着压气机流量减小,叶顶泄漏流影响区域向前缘移动,失速团在叶顶前缘附近产生,并向尾缘方向扩展,最终覆盖叶片全部弦长;近失速工况时,叶顶间隙相邻通道内泄漏流相互作用,造成通道中的低压区“一前一后”交替分布从而形成一个空间上周期约2个叶片通道的扰动波。     

航空发动机应急控制研究综述

传统航空发动机控制器设计旨在满足整个服役期间正常使用,但在诸如飞机结构损伤、机场跑道损毁等紧急事件中,则期望发动机可以为飞机提供额外的性能,以增强飞机的可控性,提升机载人员生存能力。介绍了国内外航空发动机应急控制研究现状;根据飞机需求,分析增推力控制和快速响应控制2种应急控制模式及其实现方法,并对发动机运行风险及风险评估管理结构进行阐述;结合国内实际情况,建议开展飞/推综合仿真系统、精确机载模型、应急控制模式等方向的研究,以推动应急控制的实现。     

亚声速轴流压气机叶顶喷气设计规律的试验研究

为了探索叶顶喷气在亚声速轴流压气机中的设计规律,试验研究了喷气量、喷嘴喉部高度、周向覆盖比例、喷气位置、喷嘴数目、喷嘴分布形式对压气机失速裕度的影响规律,分析了叶顶喷气的扩稳机理以及对压气机失速特性的影响,总结了叶顶喷气在亚声速和跨声速压气机中作用规律的异同。研究结果表明,叶顶喷气没有改变压气机的失速特性,其扩稳机理主要在于对叶顶堵塞的有效抑制,通道堵塞对叶顶喷气的非定常响应是离散叶顶喷气有效扩稳的重要原因。当喷嘴处于堵塞状态时扩稳效果达到最大,利用0.66%的喷气量可将压气机的失速裕度提升15%。对于压气机失速裕度的影响,喷气量、喷嘴喉部高度、喷气周向覆盖比例间存在交互作用,喷气位置、喷嘴周向分布形式和进气畸变对喷气扩稳效果的影响均不大。当压气机的失速均是由叶顶泄漏涡诱发的突尖失速时,叶顶喷气在亚声速压气机中的设计方法可用于指导跨声速压气机叶顶喷气的设计。     

基于时间推进的涡扇发动机整机通流数值模拟

为实现航空发动机整机流场与性能快速分析,基于准三维控制方程模型,开发了整机通流数值模拟程序。程序基于计算流体力学理论,并考虑了引气、冷却和喷油等发动机中的物理现象。为模拟叶片对气流偏转作用,推导了一种鲁棒的无粘叶片力模型,同时采用粘性力模型模拟粘性损失效应。采用该程序对某型双轴分排涡扇发动机一个地面试车工况点进行了整机数值仿真,并与实验数据进行了对比验证。结果表明,所发展程序求解稳定,能够自动捕捉激波,并且可以快速获得完全收敛的航空发动机整机准三维流场,单工况点计算时长不大于30min。其中计算截面平均参数与实验测量偏差不大于8%,符合工程应用精度需求。     

新型空气/酒精火炬点火器设计及试验

为满足燃烧装置对点火系统低时序控制精度和运行参数宽范围可调的需求,设计了一种能够在宽油气比范围内工作,且对燃料和氧化剂注入时序要求较低的空气/酒精火炬点火器。该火炬点火器利用气泡雾化喷嘴组织燃料雾化,采用电嘴进行点火,开展了不同气液质量比和当量比下火炬点火器的热态调试,并将其作为点火装置应用于燃烧加热器开展点火试验。结果表明：火炬点火器在空气注入稳定后即可注入燃料点火起动,对燃料和氧化剂注入时序要求较低;在气液质量比5.73%~19.56%和当量比0.51~2.48内,火炬点火器均能实现快速点火和稳定燃烧,具备点火参数在较宽范围内调节的能力;将火炬点火器应用于燃烧加热器,可迅速点燃主气流,在燃烧加热装置上有良好应用前景。     

基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验

航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。     

槽式处理机匣开槽数目对扩稳效果的影响

采用试验与数值手段研究周向凹槽槽数变化对压气机性能的影响,在一亚声速转子上进行4种不同槽数的周向槽处理机匣试验。试验结果表明,4种不同槽数的机匣处理都提高压气机的失速裕度,在相同槽宽下开槽数最多的扩稳效果最好,开槽数目最少的扩稳效果最次。数值计算所获得总性能与试验结果符合良好。通过详细地分析凹槽槽数变化对压气机顶部区域流场结构的影响,揭示了周向槽槽数变化对压气机性能影响的流动机理。