美国自适应循环发动机的发展历程

自适应循环发动机以其高效的涵道比调节能力和良好的流量保持能力,成为下一代战斗机和未来超声速客机的理想动力装置。鉴于美国在自适应循环发动机领域长期保持领先地位,本文将美国自适应循环发动机的发展历程分为4个阶段,叙述了美国一系列军/民用研究计划下自适应循环发动机的发展历程、技术关联和结构特点,梳理出自适应循环发动机的基本结构形式,总结了总体性能设计、进气道/发动机匹配、低排放、低噪声、先进材料和增材制造等自适应循环发动机的关键技术及发展历程,从而为我国自适应循环发动机的发展提供一定的参考。

自适应循环发动机快速推力变化过渡过程性能初步研究

自适应循环发动机是基于变循环发动机设计理念基础并充分考虑飞发一体化设计、热管理等综合性能的面向未来飞行平台的先进动力装置,可通过诸多可调机构实现发动机涵道比、增压比、流量以及工作模式的灵活改变,从而适应不同飞行任务的复杂任务剖面需求,获得更大飞行包线内的性能优化。本文基于自适应循环发动机的性能计算仿真模型,在相关研究基础上结合模式转换和加减速过程实现快速推力变化过程,根据模式转换与加减速控制规律设计,开展典型算例下的快速推力变化过渡过程性能分析并验证其控制规律设计方法可行性,在亚声速巡航工况下,发动机在以M3模式叶尖风扇最小角度状态下,低压转子相对物理转速从0.6加速至1.0,最大可使终止推力增大32.4%,相较于单一模式加减速过渡过程,推力变化范围更宽,加速时间更短,转速变化范围更小。

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。

基于飞发一体化的自适应循环发动机参数优化研究

为提升先进多用途战斗机的飞行性能,以自适应循环发动机为研究对象,建立了基于飞机/发动机性能模型联合的多目标优化模型。通过对先进多用途战斗机的约束分析和任务分析研究,确定了自适应循环发动机的多航段优化目标和性能约束条件,利用改进的多目标全面学习粒子群算法,对发动机的设计点参数匹配和非设计点下的变几何部件调节规律进行了优化计算。计算结果的对比表明,优化后的自适应循环发动机比基准状态总耗油量降低9.5%,超声速作战状态下的推力增大了9.6%,飞机的航程和作战性能收益明显,分析方法对近未来先进多用途战斗机的一体化分析提供了借鉴。

自适应循环发动机模式转换过渡态控制规律设计方法研究

作为航空动力宽适应性与多变量控制技术交叉融合的构型,自适应循环发动机可工作于不同模式而获得推力或者耗油率的性能受益,也带来典型任务剖面下发动机工作模式转换过渡过程控制规律设计问题。基于自适应循环发动机过渡态性能仿真模型,针对模式转换过渡过程控制规律设计方法问题开展了相关研究,提出了“中间状态”分阶段模式转换控制规律设计方法及“模式转换转速”等可调变量调整策略。结果显示,模式转换前后低压转速上升0.38%,推力下降0.06%,表明该方法可保证典型工况下模式转换过程推力和发动机转速等参数连续变化。

1种自适应循环发动机亚声速巡航节流性能研究

推进系统亚声速巡航的燃油经济性是决定战斗机作战半径的主要指标。在巡航过程中会因减少发动机推力带来进气道溢流量增加,使推进系统燃油经济性降低。自适应循环发动机如何利用自身变循环特征减小进气道溢流进而提高推进系统燃油经济性是解决这一问题的关键。研究了1种在亚声速巡航状态带可变风扇系统的自适应循环发动机,利用自身变循环特征,实现等流量降低推力的方法。通过对可变几何机构组合调节的研究,获取了等流量节流方案,并分析了发动机在这一过程中的性能和匹配情况。结果表明:这种带可变风扇系统的自适应循环发动机能够在一定推力范围内实现等流量节流,减少进气道溢流量,提升推进系统在亚声速巡航状态的燃油经济性。

基于混合维度仿真的自适应循环发动机引射喷管安装性能研究

自适应循环发动机(Adaptive Cycle Engine,简称ACE)独特的三外涵道结构使引射喷管成为一种可行的排气系统方案。为准确评估各种工况下引射喷管与ACE匹配工作下的安装性能,提出了一种基于变可信度代理模型的ACE-引射喷管混合维度仿真方法。该方法搭配引射喷管高、低两种可信度的计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,简称CFD)仿真模型,建立了引射喷管变可信度代理模型。通过动态更新该代理模型,在引射喷管性能空间的匹配工作区域集中进行高可信度CFD仿真,高效准确地实现了引射喷管匹配状态下的安装性能评估。仿真结果发现,ACE引射喷管在亚声速巡航和超声速巡航状态下的安装推力系数分别为0.979和0.961,在跨声速区段采用中间状态加速时后体阻力系数达到最大,为0.25。亚声速巡航状态下主喷管流量系数最低,为0.896。应用本方法仅需180次低可信度CFD仿真以及173次高可信度CFD仿真即可完成共计33个ACE工作点的引射喷管安装性能计算。

面向巡航任务的自适应循环发动机进/发匹配

进/发匹配是整个推进系统稳定、高效、经济工作的前提。针对自适应循环发动机的进/发匹配问题开展研究,提出利用自适应循环发动机特有的FLADE (Fan on Blade)部件实现亚/超声速巡航任务下的进/发匹配。首先,根据进/发匹配原理,分析了超声速进气道流量特性与FLADE部件的作用,在此基础上发展了超声速进气道/自适应循环发动机一体化数学模型;其次,研究了FLADE导叶开、闭状态下发动机的高度、速度特性,结合战机的亚/超声速巡航任务需求,设计了自适应循环发动机进气道捕获面积以实现进/发匹配;最后,在发动机亚/超声速巡航任务点进行了模拟仿真,结果表明在亚声速巡航点打开FLADE导叶吞入溢流能够使进气道的工作点从亚临界向临界状态移动,推进系统降低10.5%的油耗和1%的安装损失,在超声速巡航点下为同时满足进/发匹配特性及发动机安装推力需求,则需要关闭FLADE导叶提高推进系统的单位推力。

自适应循环发动机总体设计技术探讨

自适应循环发动机是下一代飞行器的重要候选动力装置。在简要介绍国内外研究进展之后,重点对目前开展的自适应循环发动机总体设计研究进行综述:首先介绍典型的自适应循环发动机总体性能方案及结构形式,然后讨论自适应循环发动机的性能收益和代价,并对未来的总体设计发展趋势进行展望。认为未来自适应循环发动机总体设计应在并行多/变维度、多学科优化体系下开展,考虑多源不确定性因素的影响,可引入混合维度仿真方法评估新颖部件技术特征,并结合飞行任务需求开展飞机/发动机的综合性能优化。

自适应循环发动机典型工况不同工作模式性能对比研究

自适应循环发动机作为里程碑式变循环构型引入诸多新颖部件而实现“大幅度变循环特征”设计宗旨,可适应更宽速域和更广空域以满足未来飞行器更为苛刻的性能需求,但这也导致其不同工况可调参数控制规律更加复杂。本文以简化改善自适应循环发动机控制规律设计为目的,基于建立自适应循环发动机性能模型,对比分析典型工况不同工作模式性能差异,给出地面、亚声及超声巡航模式使用方案。本研究可提供典型工况模式选取依据,明确不同模式可调几何约束,促使自适应循环发动机控制参数大范围寻优难题分层拆解为工作模式选取及可调参数优化。

自适应变循环发动机性能优势评价方法

为了综合评价自适应变循环发动机相比常规涡扇发动机的性能优势,提出了从发动机耗油率降低和质量增加2个维度以及从发动机耗油率、飞机燃油消耗量和燃油效率之间关系的角度来评价自适应变循环发动机性能的2种方法。结果表明:发动机耗油率降低和质量增加之间存在某个平衡点,只有质量增加幅度小于耗油率降低幅度时,才能体现自适应变循环发动机的性能优势,并且飞机航程越长,越能体现自适应变循环发动机耗油率降低带来的优势;发动机耗油率、飞机燃油消耗量和燃油效率之间呈指数关系变化,当假设飞机巡航航程为3500 km、飞机升阻比为10.5时,自适应变循环发动机巡航耗油率相比常规涡扇发动机的降低1%,可使飞机燃油消耗量减少约1.9%,飞机燃油效率提高约2.4%。

自适应变循环发动机的现状与发展

自适应变循环发动机可以保证发动机具有大涵道比涡扇发动机的高燃油效率、低涵道比涡扇发动机的高推力的特点,是未来新一代飞机的理想动力装置。论文介绍了自适应变循环发动机的工作特点,分析了自适应变循环发动机的发展现状,总结了目前该发动机研究领域的相关研究成果,为我国新一代发动机的研究提供支持。

一种基于记忆合金的变循环发动机原理设计

本文基于现有发动机设计了一种新概念自适应变循环发动机。通过对原有涡扇发动机增加中介机匣和涵道挡板,利用电加热驱动记忆合金作动器作为作动杆来推动涵道挡板机构的打开与关闭,从而改变发动机涵道比,实现发动机循环参数的改变。并进一步分析了变循环发动机的3种工况,包括:涡喷循环工况、小涵道比涡扇循环工况和大涵道比涡扇循环工况,及其分别适用于飞机的起飞、爬升、巡航和机动这四种不同飞行状态。

军用航空发动机气路故障诊断技术进展

随着航空发动机健康管理系统中气路故障诊断技术的日趋进步,从提高飞行安全性及降低视情维修成本的角度出发,越来越多的军用航空发动机在研发过程中更聚焦于气路故障诊断设计。为了提升发动机工作安全性,系统梳理了国内外军用航空发动机气路故障诊断技术的发展历程,并按4个阶段对技术特征进行总结归纳。核心研究了基于数学模型、数据驱动和信息融合的气路故障诊断的一般方法和各自方法的优缺点,并提出了军用航空发动机气路故障诊断的关键技术,针对先进军用变循环发动机的特点和需求,给出了军用发动机气路故障诊断设计工程上应分阶段实施、利用机载实时模型开展不可测参数与可测参数关联研究、加强模式转换等过渡态气路故障诊断设计、辩证地处理控制系统和健康管理系统的功能分配关系等,可供中国未来开展自适应循环发动机的气路故障诊断设计时参考。

带FLADE的ACE典型工况不同工作模式性能仿真分析

为实现典型工况模式选取方案,针对一种带FLADE(Fan on blade)的自适应循环发动机展开研究。基于各部件气动热力学原理在MATLAB/Simulink平台建立了该构型3外涵模式整机计算模型。在此模型基础上,通过减少迭代变量与残差变量的思路,分析了该构型在节流过程中两种工作模式不同典型工况下的性能。仿真结果表明:在地面工况条件下,3外涵模式与单+第三外涵模式相比在低转速下推力较高,而高转速下则相反,地面大功率状态起飞可以采用单+第三外涵模式;对推力需求不高的亚声速巡航工况,可在飞机爬升后开启MSV(Mode selection valve)使发动机以3外涵模式工作。