基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法

为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。

真实进气条件下发动机稳定裕度损失评估

为了确定航空发动机压缩系统在进气总压畸变条件下的稳定裕度损失,开展了基于平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞中实测的总压畸变图谱进行等效转换,转换结果作为平行压气机模型的输入,得到畸变条件下压缩系统的稳定边界,再通过试飞数据确定压缩系统的流量,从而确定畸变时刻压缩系统的稳定裕度损失。对某型涡扇发动机进行计算,得到周向总压畸变强度为3.3%时风扇的稳定裕度损失为3.8%。通过对两种不同畸变强度的周向总压畸变的计算结果的对比,表明该方法可用于确定总压畸变条件下的稳定裕度损失。

进气总压畸变对某型涡扇发动机性能的影响

基于多扇区平行压气机理论,对采用俄罗斯的可移动扰流板畸变试验的涡扇发动机,进行了气动稳定性及性能的数值模拟,结果表明畸变使得发动机稳定工作裕度降低、推力下降、耗油率增加。

舰船用星型压缩机并联充气过程的理论研究

为了研究舰船用星型压缩机并联充气过程工作机理,本文根据星型压缩机的工作原理,建立了多台压缩机并联充气过程的数值模型。利用上述模型对多台压缩机并联充气过程热力性能进行了研究,得到了并联压缩机台数及充气工作参数对任意时刻气罐内的压力、压缩机的实际排量和充气时间等参数的影响规律。通过分析发现:多台压缩机并联充气时气瓶内压力升高增快,单台压缩机的瞬时充气量降低。随并联台数的增加,气瓶内压力的升高值成线性增加,但单台压缩机的瞬时充气量的减小值及充气时间会逐渐降低并趋于平缓。随着初始压力的升高气瓶内的瞬时压力逐渐升高,单台压缩机的瞬时充气量逐渐降低,初始压力越高,单台压缩机瞬时充气量的减小值越小,并联充气过程中达到充气终压的时间越少,且呈现线性降低的趋势。通过对星型压缩机并联充气过程的研究,可为海洋工程中压缩机的选配提供理论基础。

涡旋压缩机曲柄销防自转机构分析

建立了曲柄销防自转机构的机构模型,将曲柄销防自转机构简化为平行四连杆机构,验证了其防自转作用,确定了曲柄销数目的合理选择方法.通过对其动力的分析,证实它比半周受力的防自转机构受力减少了一半,是一种精度高、性能好的防自转机构.

蒸汽吸入对稳定性影响中修正关联方法的研究

为了在蒸汽吸入的条件下更加准确地模拟压气机的失速边界,基于一种改进的多子压气机模型发展了一个二维稳定性分析模型。该模型通过求解带有源项的可压缩二维Euler方程组,实现对压气机的模拟。叶片对气流的作用力和做功源项是根据压气机输入的总压比和效率计算得到,并采用总压比、效率与叶片进口气动参数之间修正的关联方法。利用该模型计算压气机在吸入蒸汽下的失速边界,并与输入的稳态特性计算的失速边界结果对比来研究失速边界的变化情况。结果表明:在总温畸变一定的情况下,吸入的蒸汽量越多压气机失速边界的流量就越大。计算结果显示这个修正的关联方法实现了气体性质对压气机特性线影响的改进。

涡扇发动机进气畸变计算研究

基于经典平行压气机模型理论和某型涡扇发动机计算主程序,开发了能够模拟进气畸变对涡扇发动机稳定性和性能影响的计算模型,研究了进气总压畸变和总温畸变对风扇压比、效率、喘振边界线以及发动机推力、油耗的影响。数值计算结果表明,进气总压畸变和总温畸变使得风扇的压比减小、效率降低,喘振边界线下移以及发动机净推力减小、单位耗油率上升,降低了发动机的稳定性和性能。

并联涡旋式压缩机油气平衡系统模拟分析及结构优化

采用两相流Eulerian模型对并联涡旋式压缩机油气平衡系统进行CFD模拟分析,得出引起2台压缩机油位差的原因是吸气管到各台压缩机分管路压差的不平衡。为减小2台压缩机的油位差,在其中1台压缩机吸气口端设置限流环,并进行模拟分析及试验验证。结果表明,在压缩机吸气口端设置直径为23 mm的限流环可以使2台压缩机的油位差不大于2 mm,满足并联涡旋式压缩机安全运行要求。

侧风影响下航空发动机失速/喘振适航审定方法

由于压缩系统的喘振和旋转失速问题是航空发动机在运行过程中经常遇到的两类气动不稳定现象,针对中国民航规章(CCAR)中33.65条的失速/喘振特性条款进行了解析。并以Rotor 67为研究对象,从适航审定的角度出发,建立了一种侧风影响下发动机喘振/失速裕度的快速预估方法。该方法的结果表明:当侧风速度为35 m/s时,起飞状态的喘振裕度下降了5.1%,着陆状态的喘振裕度下降了19.8%。

进气畸变下航空发动机失速/喘振适航审定方法

航空发动机失速/喘振问题是适航审定的重要内容之一,针对失速/喘振适航审定方法开展研究具有重要的工程价值。根据中国民用航空规章(CCAR)《航空发动机适航规定》中关于航空发动机失速/喘振的基本要求,从进气畸变对发动机失速/喘振裕度的影响角度出发,以平行压气机模型为基础对某型航空发动机通用特性及失速裕度进行预估,计算结果与实验值仅相差不到1.5%;然后采用三维数值方法计算了进气迎角以及畸变范围变化下多种工况的进口畸变流场,对比分析后总结出航空发动机喘振裕度-进气畸变-飞行状态(迎角)三者之间的变化规律,发展了极限飞行姿态的判定方法;最后,结合中国民用航空规章的相关文件,制订了针对航空发动机失速/喘振的适航审定流程。

部分处理机匣的性能预估模型

利用进气畸变平行压气机理论划分子压气机的思想,将部分处理机匣压气机沿周向分为处理机匣子压气机和实壁机匣子压气机,再由动量守恒和能量守恒求得部分处理机匣压气机出口参数,并依据失速点流量与处理区周向角度呈线性关系的实验结论提出部分处理机匣性能预估模型假设.模型预估与实验对比结果表明:预估特性与实验特性曲线在整体趋势上一致.跨声速条件下98%设计转速峰值效率预估偏差小于0.5%,综合裕度预估偏差小于0.6%.