涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究

针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环(TSFVCE)发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇(CDFS)可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。

氢预冷涡轮发动机研究进展及关键技术

高速涡轮发动机及其组合动力装置是高超声速飞行器技术的基础和关键。随着飞行马赫数提高,来流空气总温显著升高,发动机推力急剧减小。在此背景下,进气预冷成为扩展航空涡轮发动机工作速域的主要方向。液氢同时具备高热值和高热沉,是燃料换热预冷的理想工质。因此,氢预冷涡轮发动机被视为实现临近空间高超声速飞行的重要技术之一。回顾了国外氢预冷吸气式发动机的发展历程,分析了各型发动机的主要特点,并根据预冷目的归纳总结了面向氢氧火箭以及面向冲压或涡喷发动机的2类氢预冷技术。在此基础上,考虑氢预冷涡轮发动机的工作需求,对其研发中的关键技术进行了梳理。与传统航空发动机相比,氢预冷涡轮发动机由于采用了新的循环、燃料和结构,给总体、传热、燃烧、材料等方面带来了诸多挑战。其中的关键技术包括:预冷系统与发动机总体性能的全工况稳态和动态匹配技术;高功重比预冷器的设计、成型和防冰技术;氢燃料动态高精度计量和燃烧控制技术;涉高压氢部件的氢损伤抑制及预测技术等。

变几何参数对变循环发动机过渡态性能的影响分析

为了研究变几何参数对变循环发动机(Variable Cycle Engines,VCE)过渡态性能的影响,对功率提取法(Virtual Power Extraction Method,VPEM)进行了总结与发展,并以双轴混排涡扇发动机的VPEM模型为工具,研究了尾喷管喉部面积和涡轮导向器喉部面积对双轴混排涡扇发动机过渡态性能的影响,建立了应用于双外涵VCE的VPEM模型,并以此为工具研究了高低压涡轮导向器喉部面积、尾喷管喉部面积和后可变面积涵道引射器面积对VCE过渡态性能的影响。结果表明,变几何参数对涡扇发动机和VCE过渡态性能的影响规律一致,尾喷管喉部面积和高低压涡轮导向器喉部面积增加5%带来高压转子的功率变化分别为1.9%,6%和3.5%,低压转子功率变化分别为-3%,22%和-7%,RVABI面积对过渡态性能的影响并不显著。

1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性影响的研究

为了研究1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性的影响,通过对1+1/2对转涡轮特点的分析,提出了1+1/2对转涡轮的特性描述和在整机特性计算中使用方法,并将该1+1/2对转涡轮特性用于双轴混排涡扇发动机性能计算程序中,计算获得了对转涡扇发动机的节流特性,并通过与使用传统涡轮的发动机特性进行对比,获得了1+1/2对转涡轮对发动机整机匹配机理的影响。结果表明:计算获得的对转涡扇发动机性能与实验数据对比,计算精度满足工程应用要求;该对转涡扇发动机在设计点附近工作良好,但在核心机节流至70%设计转速时,对转涡轮引起整机性能发生明显恶化。

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。

精细化涡扇发动机过渡态建模与验证

为了提高涡扇发动机过渡态性能仿真的精度并实现过渡态性能计算模型的工程应用,梳理了不同因素对涡轮发动机过渡态性能的影响机理,介绍了各影响因素的建模方法,在此基础上建立了精细化涡扇发动机整机过渡态性能仿真模型。研究分析了总温、总压和燃油流量传感器的过渡态效应及其建模方法。最终利用涡扇发动机整机地面台架加减速性能试验数据对精细化过渡态模型进行了验证,结果表明:高低压物理转速、推力、压气机出口总压和内涵排气温度的平均误差分别为0.45%,0.77%,0.61%,0.44%和1.77%,最大误差分别为2.82%,1.92%,7.45%,5.67%,5.28%,加速时间的误差小于0.26s。本文揭示了过渡态性能仿真模型误差的机理。

涡轴发动机闭环过渡态控制规律设计

为实现对发动机过渡态的精确控制、减弱过渡态过程对发动机寿命的影响,本文建立了适用于自由涡轮涡轴发动机过渡态控制规律设计的功率提取法模型,并在全飞行包线和全寿命周期内,对涡轴发动机闭环加减速控制规律设计方法进行了研究。

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95~1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。

变循环发动机稳态控制规律设计的新方法

变循环发动机(VCE)具有较多的可调参数,为了进行变循环发动机的多变量稳态控制规律优化设计,提出了用于变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种新方法-逆算法。该方法基于敏感性系数矩阵,采用可调参数替换传统部件级性能计算模型中的独立变量,在给定变循环发动机主要状态参数和部件参数的条件下,实现了可调参数的求解,进一步完成发动机稳态控制规律的优化设计。对比表明,逆算法的计算精度和收敛速度与传统算法一致,收敛性得到了改善。对带有核心机驱动风扇(CDFS)的双外涵变循环发动机亚声速巡航的节流状态控制规律优化后,使得巡航推力下的安装耗油率比定几何的双外涵和单外涵发动机分别下降7.8%和16.4%,而地面安装耗油率最大降低约3.4%。结果表明,逆算法是变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种有效途径。

基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计

为了充分掌握各代涡扇发动机技术参数水平及其发展趋势，统计包括现役型号在内的15台2～4代涡扇发动机的总体性能参数、循环参数和部件参数，采用考虑涡轮冷却的总体性能计算和重量预测相结合的发动机技术参数综合评估模型并利用计算程序绘制趋势曲线，评估技术参数的发展趋势，结果表明技术参数逐年改善的趋势是比较稳定的，并用曲线趋势外推法取得下一代关键参数的定量数据。在此基础上探索下一代高推重比涡扇发动机可能的总体性能方案，为下一代先进涡扇发动机的预研和设计提供参考。

串联式TBCC发动机模态转换模拟

为开展涡轮基组合循环(TBCC)发动机模态转换过程研究,基于某小型涡喷发动机,应用串联式TBCC发动机总体性能数值计算程序进行性能计算。根据沿飞行轨道TBCC发动机冲压涵道与涡轮发动机涵道气流混合过程中的参数变化规律,开展模态转换过程模拟。分析了不同等动压头、加力/冲压燃烧室进口马赫数、出口温度等主要参数对发动机性能的影响。根据小型串联式TBCC发动机模态转换过程和沿飞行轨道的发动机稳态特性模拟,确定了较为合理的模态转换区间,并得到了推力、耗油率等发动机性能参数。研究表明:不同动压头对应不同的模态转换马赫数,加力/冲压燃烧室进口马赫数和出口总温对模态转换马赫数并无影响。

涡扇发动机气路故障诊断在寿命试验中的应用

在发动机直连管试车台上,模拟一定的飞行高度和飞行速度条件,对某型涡扇发动机进行了累计10 h以上的大推力状态寿命试车。采集了发动机性能参数和重要截面参数。对试验后的发动机进行分解,根据试验过程中发动机性能参数和重要截面参数变化情况,及发动机结构变化情况,总结出由于发动机部件性能老化引起的发动机总体性能下降规律。利用试车数据进行了故障诊断,验证了对发动机故障原因的分析,并给出了部件性能恶化量级,获得了对发动机工程实用具有指导意义的结论。

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差<1.3%。对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差<1.7%。本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。

基于梯度法和最大熵方法的变循环发动机加速控制规律设计

为了解决变循环发动机(VCE)加减速控制规律设计问题,提出了一种基于梯度法和最大熵方法的VCE加速控制规律优化设计方法。通过求加速时间对几何变量的导数确定几何变量调整的方向和步长,逐步得出加速过程的几何调节规律。计算VCE加速过程时,采用过渡态直接模拟方法保证发动机的喘振裕度、燃烧室油气比和涡轮进口总温均满足约束条件。在优化过程中,采用最大熵方法,令几何调节规律的熵值保持在较大的值,优化出的几何调节规律相对于只考虑时间梯度的结果更为合理,震荡幅度更小,更便于实际调节。计算结果表明,经过约15次优化,加速时间可以从6.2s缩短到4.1s,且优化出的几何调节规律更平稳。对优化的控制规律进行分段线性化,转速误差最大为1.4%,推力误差最大为1.8%,可以用于工程实践。本文提出的方法能够实现VCE加速过程几何调节规律优化设计。

回热式工质驱动分布式推进系统参数研究

为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统(Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP),对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统(Turboelectric Distributed Propulsion,TeDP)的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。

引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究

随着现代涡轴发动机性能的不断提高,其热力循环参数和引气量显著增加。针对这一问题,建立考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时,采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能;涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明:本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响,更接近发动机的真实物理过程,可为发动机空气系统设计提供输入。

微型涡喷发动机总体综合设计应用研究

微型涡喷发动机总体设计目前还没有较为详细的设计准则和方法。采用涡轮发动机的尺寸和重量设计与评估方法,对9~80 kgf级的多台微型涡喷发动机进行总体综合设计并与其发动机数据进行对比评估;建立微型涡喷发动机综合设计数据库,提炼微型涡喷发动机综合设计准则,利用该准则进行16 kgf级微型涡喷发动机的总体综合设计。结果表明:应用微型涡喷发动机总体综合设计方法得到的设计准则可靠性高,能够对微型涡喷发动机进行总体方案设计。

涡扇发动机性能换算参数的温度修正机理分析

利用发动机气动热力计算程序,定量分析了不同因素对涡扇发动机性能换算参数温度修正系数的影响。根据高空模拟试验数据验证了温度修正系数计算方法,在此基础上开发了定比热和定燃油热值的涡扇发动机总体性能计算程序,对比了变比热与定比热及定热值条件下温度修正系数的变化情况,最后分析了控制规律插值误差对温度修正系数的影响。结果表明,工质的物性参数对推力、燃油流量、排气温度的修正系数均有影响;燃油热值主要影响换算燃油流量的修正系数;换算空气流量的修正系数主要受控制规律差值误差的影响。

工质/涡轮电驱动分布式推进系统设计参数研究

针对回热式工质驱动分布式推进系统在布局、安装等方面存在的不足,将涡轮电驱动方式与其结合,提出了一种部分涡轮电分布式推进系统。基于部件法建立了设计点计算模型,开展了推进系统的能量流动机理分析,提出了能量传输中关键参数的设计方法。以此为基础,分析了设计参数对推进系统的影响,并对比了分析不同分布式推进系统的性能及设计参数。结果表明:部分涡轮电分布式推进系统耗油率对涡轮前温度的敏感性高于总增压比;相对于工质驱动分布式推进系统,部分涡轮电分布式推进系统存在1.7%的耗油率优势,且当功率占比选取合理时,能够改善原工质驱动分布式推进系统的不足。围绕推进系统耗油率,论证了基于工质驱动的部分涡轮电分布式推进系统在性能上的适用性。

不同燃料RBCC发动机飞/发一体化性能对比分析

为了研究不同燃料对火箭基组合循环(rocket based combined cycle,RBCC)发动机总体性能的影响,建立了RBCC发动机准一维总体性能仿真模型,分别研究了以液氧煤油、过氧化氢煤油、液氧甲烷和液氧液氢为燃料的RBCC发动机推力和比冲性能。结合飞/发一体化性能分析模型,研究了不同燃料发动机性能对完成飞行任务能力的影响。结果表明:氢燃料RBCC发动机引射模态推力是煤油燃料RBCC发动机的1.3倍;氢燃料RBCC动力飞行器巡航距离最远,为4 470 km;相同的飞行器参数下,过氧化氢煤油燃料RBCC动力飞行器机动性最大。本方法可为RBCC发动机总体性能方案设计和燃料选取提供参考。