航空发动机先进控制概念和高稳定性发动机控制系统研制

简要介绍了近年来航空发动机控制概念和设计思想的发展趋势，着重分析说明了高稳定性发动机控制技术，高稳定性发动机控制技术的特点是将控制的重点放在单个部件上，通过减小部件稳定裕度要求或扩大部件稳定性工作范围来提高部件的性能并实现系统收益。习行试验结果表明，这种控制方法可以较精确地估算和适应发动机进气道畸变并进行实时控制，降低了对设计失速裕度的要求，提高了发动机性能和稳定性。     

窄频差硅基环形陀螺检测闭环控制系统设计

针对窄频差硅基环形波动陀螺动态性能差的问题,提出了一种基于比例积分微分-惯性环节(proportion integral differential-inertial element, PID-IE)的串联式相位校正检测闭环系统控制器。以硅微机械陀螺仪结构运动方程为基础建立了理想的窄频差U形弹性梁硅基环形波动陀螺仪的系统模型。通过对环形陀螺开环工作状态下的系统模型及其外围电路的传递函数和波特图分析,设计了一种基于PID-IE的检测闭环系统控制器。通过对其系统模型及外围电路时域仿真,验证了该检测闭环控制系统的可行性,通过仿真发现,加入该控制器后的陀螺输出稳定时间减少了50%,陀螺检测位移输出减小了2个数量级,基本实现了该陀螺的检测位移抑制。在模拟电路中实现了该检测闭环控制系统后,通过实验测试了陀螺检测闭环控制前后的各项性能指标。通过实验测试发现,实现闭环控制后,陀螺输出稳定时间约为0.15 s,陀螺检测位移在闭环工作状态下比开环工作状态减小了97%,陀螺的标度因数比检测开环提高了10倍,零偏及零偏不稳定性与检测开环相比分别提升了3倍和8倍,且闭环控制系统的工作带宽比开环工作带宽提高了30倍...     

前后可调变弯度导叶在高负荷风扇中的应用

针对某高负荷双级风扇非设计转速裕度不足的问题,通过NUMECA三维(CFD)数值模拟软件,对比分析了可变弯度导叶(VIGV)前后可偏转调节对导叶气动性能的影响,以及导叶大角度范围内变弯度调节对提高风扇中低转速性能的作用。结果表明:可变弯度导叶偏转调节后的叶型实际弯角是影响导叶气动损失的重要因素之一;通过导叶前段适当变角度调节能减小导叶的实际弯角,推迟了导叶吸力面气流分离的出现,拓宽了变弯度导叶低损失可调角度范围;同时导叶适当的前后偏转调节能够降低导叶对缝隙位置的敏感性;此外前后可调变弯度导叶能够使高负荷风扇非设计工况实现更高的绝热效率,在90%转速、80%转速、70%转速和60%转速下的风扇绝热效率分别提高了2.04%、5.48%、6.18%和6.82%;且由于风扇喘振边界进一步远离风扇阀门线,使得风扇中低转速的稳定工作范围显著拓展。      

高压压气机进气压力畸变试验

为准确评估高压压气机畸变特性而进行了一系列相关试验,重点阐述了高压压气机进气压力畸变试验方法,提出了对综合畸变指数、动态和稳态畸变成分、门槛值、畸变图谱等特征参数的指标要求,以及测试方案和试验数据处理方法,并据此完成某型高压压气机进气压力畸变试验,获得总压畸变对该高压压气机性能的影响,以及相关稳定性评定数据.试验结果表明:该高压压气机非设计转速压力畸变敏感系数明显高于风扇部件,抗畸变能力弱于风扇部件;设计转速压力畸变敏感系数与风扇部件相当,表现出较强的抗畸变能力和良好的气动稳定性.     

叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响

以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象,利用数值仿真计算方法,采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示:由设计间隙减小到1/2设计间隙时,跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大,跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上,引入失速分类方法以及涡动力学理论,对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有效地拓宽跨声速轴流压气机稳定工作范围,但是间隙改变对泄漏涡破碎以及边界层分离有着重要的影响,甚至诱导不同的失速形式,为跨声速轴流压气机间隙设计提供参考,并且从气动角度探讨在跨声速轴流压气机中应用间隙控制技术的条件.     

离心压气机自循环预旋喷气机匣处理的设计和验证

采用一种预旋喷气机匣处理提高离心压气机特定转速范围内的稳定裕度.通过引气加大离心叶轮进口基元级流量降低通道堵塞,并借助回流预旋喷气改变前缘攻角抑制叶背分离是该机匣处理扩稳的主要机理.基于这样的认识,对机匣处理做了几何参数设计研究,发现轴向搭接位置、搭接长度和开槽角度是影响机匣处理性能的3个主要参数.通过几何参数的合理选取,在尽量提高80%设计转速稳定裕度的同时兼顾100%设计转速的效率.压气机部件性能试验验证了该设计方法的有效性,并观测到在低转速时,机匣处理可以同时提高稳定裕度和效率.      

U型槽对高负荷低压涡轮叶型攻角特性影响

以某高负荷低压涡轮叶型为研究对象,分析了该叶型在低雷诺数下的攻角特性,并应用了表面嵌壁式U形槽的被动控制方法来提高该叶型的攻角裕度.数值模拟的结果表明:相比较大的正攻角流动状况,叶型较大的负攻角并不会引起吸力面大的流动分离,从而减小了叶型损失;表面嵌壁式U型槽通过推迟分离、加速再附来减小分离泡甚至减小湍流湿面积,从而降低叶型损失;表面嵌壁式U型槽能否提高该叶型的攻角裕度与开槽位置和深度有关系,在±15°攻角范围内72%轴向弦长位置处开槽明显的降低了叶型损失而开槽深度为0.40mm时叶型损失最小.      

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。     

Approximate Nonlinear Modeling of Aircraft Engine Surge Margin Based on Equilibrium Manifold Expansion

Stable operation of aircraft engine compressions is constrained by rotating surge. In this paper, an approximate nonlinear surge margin model of aircraft engine compression system by using equilibrium manifold is presented. Firstly, this paper gives an overview of the current state of modeling aerodynamic flow instabilities in engine compressors. Secondly, the expansion form of equilibrium manifold is introduced, and the choosing scheduling variable method is discussed. Then, this paper also gives the identification procedure of modeling the approximate nonlinear model. Finally, the modeling and simulations with high pressure (HP) compressor surge margin of the aircraft engine show that this real-time model has the same accuracy with the thermodynamic model, but has simpler structure and shorter computation time.     

轴流压气机叶尖射流扩稳数值计算模型

基于体积力方法将压气机叶片对气流的作用力和做功简化为源项,对环形无叶片通道求解带源项的Navier-Stokes(N-S)方程,实现了压气机全通道流场的计算,通过在转子上游机匣施加射流建立了轴流压气机叶尖射流扩稳数值模型.模型中的源项根据叶片排进口气流参数进行变化,通过判断施加的人工扰动变化确定压气机失稳边界.采用该模型对某跨声速单级压气机在有、无射流下的性能和稳定性进行了计算分析,无射流下计算的该压气机性能和稳定边界与试验结果都能较好地一致,其中稳定边界流量仅相差0.7%;有射流下射流对压气机具有明显的扩稳效果,将计算结果与国外公开文献的结果进行了对比,验证了模型的可靠性.