某型发动机台架试车喘振故障分析

针对某型涡扇发动机整机地面台架试车中遇到的喘振故障,从研究多级轴流式压气机在低转速下发生喘振的机理出发,查找发生喘振故障的根源。分析发动机试车中喘振前后所采集到的数据,确认高压压气机可调导向器叶片角度及转差不合适是导致喘振故障发生的主要原因。

F119发动机总体性能特点分析与评估

根据航空发动机总体性能设计的一般规律,对不同的资料数据进行筛选,初步选定了F119发动机相对准确的总体及部件性能参数,并以此为参照基准进行了F119发动机设计点、起飞点和超声速巡航点的总体性能计算,评估了F119发动机在这三个典型状态点的性能,概要地梳理了F119发动机的总体性能设计理念。

基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究

基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径。主要研究了一种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路。提出了将高压压气机第1级修改作为核心机驱动风扇级(CDFS),增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体结构改进方案。描述了该变循环发动机的工作原理,确定了总体性能初步方案,进行了变循环发动机的数值模拟以预估性能收益。计算表明:超声速巡航采用单涵模式,可使推力提高5%～8%;亚声速巡航采用双涵模式,对降低耗油率不明显,但可使发动机进口空气流量增加5%,从而减小进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能。

总压畸变对整机稳定性的影响研究分析

为分析进气畸变对发动机稳定性和性能影响,基于带源项的2维非定常欧拉方程发展了1种数值计算方法。利用所建立的模型针对某型发动机分析了总压畸变对整机稳定性和性能参数的影响,以及典型影响因素对临界总压畸变指数的影响。计算结果表明:该模型预测较准确,预测结果具有工程应用价值。

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。

基于机载实时模型的发动机执行机构故障状态参数估计

为了对发动机的主燃烧室供油量控制器、喷管喉部面积控制器、风扇进口可调导叶角度控制器、压气机进口可调导叶角度控制器进行故障诊断,建立了基于简化n+1残量方法的非线性机载实时模型,并结合常增益扩展卡尔曼滤波器建立执行机构控制参数估计器,利用非线性部件级模型模拟飞行包线内发动机执行机构的软故障。仿真结果表明:执行机构控制参数估计器在飞行包线内能实现较高精度估计,且具有较好的稳定性。

加速过程对航空发动机气动稳定性的影响研究

基于非线性"大偏离"的动态模型,开发了一种模拟推力瞬变对发动机性能和稳定性影响的程序,并在程序中考虑了主燃烧室、加力燃烧室和外涵通道等大容腔部件的容积效应,在控制方程中增加了时间滞后项。最终,使用该程序模拟了航空发动机地面台架状态的加速对风扇、压气机稳定性的影响,并分析了加速过程中影响稳定性的典型因素,得出加速过程中其降低了压气机稳定性7%~10%,同时功率提取、转动惯量、部件容积和加速供油规律等对加速过程中的发动机气动稳定性有不同的影响。

层次分析法在涡扇发动机稳态性能调试中的应用研究

受各种复杂因素的影响,发动机实际工作过程较为复杂,导致整机稳态性能调试较为困难。通过分析高低压转子质量守恒方程和能量守恒方程,确定整机稳态性能调试用可调节因素,并创新引入层次分析法,根据不同调节目的,确定各个可调节因素的对性能调试目标的影响程度,制定最优的调试方案。目前,该方法已在某型涡扇发动机稳态性能调试中应用。试车结果表明,发动机整机性能达到了预期值。

航空发动机多部件3维性能联合仿真探索验证与展望

航空发动机各部件在单独进行3维仿真时,其流道气动参数和部件性能参数与总体匹配设计值之间通常存在一定的偏差,为减小部件仿真与总体设计值之间的差异,将工程设计应用较为广泛的总体性能程序和各部件3维模型相结合,开展各部件3维模型在整机匹配约束条件下考虑部件之间相互影响的性能联合仿真,探索了多部件联合仿真方法,建立整机3维仿真架构,通过整机3维仿真获得了航空发动机多部件内部及部件间界面流动情况。仿真结果表明:主流道流场参数相比单部件3维仿真更加接近设计值,与设计值之间的偏差量不超过4%,满足工程应用要求。提出了整机匹配约束下航空发动机多部件3维性能仿真技术发展思路。

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。

航空发动机不同涡轮效率定义及等效应用方法研究

研究了涡轮初始效率、转子进口效率和有效效率三种定义方式的差别,采用稳态性能计算程序,分析了不同效率对整机性能的影响,提出了不同效率之间的等效使用方法。通过对比分析,提出的"降低参与转子做功的燃气流量的方法"使不同效率定义能够等效使用,且方法简单,易于使用。

非标准大气条件下航空发动机地面起动性能

为了得到非标准大气条件对航空发动机地面起动性能的影响,对非标准大气条件下空气涡轮起动机输出功率特性、标准大气条件下理想起动过程的影响因素进行了分析.研究了非标准大气条件对航空发动机地面起动性能影响,分析了大气温度对起动点火时间、起动时间、起动过程排气温度的影响.应用均匀加速原理,对某型涡扇发动机起动时间进行估算.基于地面台架起动试验条件,对试验数据统计分析:大气温度增加或降低,将增加起动点火及脱开时间.对大气温度在293.15K以上的开车次的平均起动时间与293.15K以下的平均起动时间进行对比,热天起动时间比冷天要短约3s,试验结果符合理论分析.

第四代战斗机动力技术特征和实现途径

介绍了第四代战斗机的典型特点和对发动机的要求,综述了第四代发动机采用高性能循环参数、高推重比技术、推力矢量技术、隐身技术、全权限数字式控制系统、健康管理系统、热管理技术、高可靠性和维修性的设计思路和典型技术特征,并研究分析了实现途径,同时指出第四代发动机的成功研制还需要依赖先进成熟的基础技术和科学的管理做支撑。总结了第四代发动机的设计特点,指出应注重综合权衡设计。