变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响

本文以高推重比涡扇发动机为研究对象，利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型，详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积４个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明，在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显著影响，调节其它３个参数对性能影响不大，但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。

Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究

高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。

几何调节对变循环核心机过渡态性能影响研究

本文针对几何调节对变循环核心机过渡态性能影响开展研究,分析了供油规律、核心机驱动风扇级(CDFS)导叶角度、外涵喷管面积对变循环核心机影响。仿真结果表明:在现有部件特性和仿真模型基础上,变循环核心机加速过程中CDFS导叶角度变化对加速时间影响较小,但会影响CDFS稳定裕度,裕度最大变化5%;减速过程中CDFS导叶角度变化对燃烧室稳定燃烧有一定影响。加速过程中,不同的外涵喷管面积调节规律对CDFS和压气机稳定裕度影响较大;减速过程中对CDFS稳定裕度有一定影响,但对压气机稳定裕度影响较小。

带Flade自适应发动机几何调节研究

本文利用建立的数学模型,通过稳态仿真深入分析了几何调节在四种工作模式下对自适应发动机稳态工作性能的影响,包括Flade导叶角度、CDFS导叶角度、低压涡轮导向器面积、后涵道引射器面积、尾喷管喉道面积等变化。研究结果表明:Flade导叶角度用于控制第三外涵的流量,CDFS导叶角度可以改变压缩部件工作点和涵道比,低压涡轮导向器面积改变高低压涡轮功和高低压转速,后涵道引射器面积改变压缩部件工作点、涵道比和内外涵总压,尾喷管喉道面积改变低压涡轮落压比,影响压缩部件工作点和涵道比。

变循环发动机模态转换的几何调节规律

考虑了变循环发动机转子惯性效应和部件容积效应,分析了模态选择阀门面积、核心驱动风扇级导叶角度、低压涡轮导向器面积、喷管喉部面积等几何参数及其不同组合调节方式对变循环发动机模态转换过程的影响,并与实验数据进行了对比.结果表明:所建立的数学模型能正确反映变循环发动机在模态转换过程中参数的变化规律.为确保转换过程的顺利进行,在放大(关小)模态选择阀门面积时,应关小(放大)核心驱动风扇级导叶角度.低压涡轮导向器面积和喷管喉部面积的调节可使得转换过程中参数的变化更加平稳.

航空发动机几何位置调节器转换性能验证

研究某型航空发动机几何位置的调节时,采用了具有全功能液压备份控制器,是全权限数字电子控制器,若全权限数字电子控制器出现故障,系统应立即转换到液压机械备份控制方式,以保证系统工作正常。控制器转换性能的研究对系统的改进及故障检测有很大帮助。为保证发动机的可靠性,对数字电子控制器在系统稳态和过渡态工作点出现故障的情况,利用AMES im软件平台对控制器转换过程进行了动静态仿真,仿真结果验证了所设计控制器转换性能优良,控制器正常转换不会对系统正常工作造成较大影响。

抛物面式支架几何结构的视觉引导调节

抛物面槽式太阳能聚热器支架的几何量误差影响反射镜及吸热管的安装精度,从而降低聚热效率。目前没有有效的方法指导聚热器支架的高精度组装和调节。提出一种聚热器支架几何结构的视觉引导调节方法。首先,通过动态摄影测量系统实时测量各支撑点的空间位置和角度;然后,通过一种吸热管位置约束的非线性优化方法求解最优坐标变换关系,将位置和角度的测量数据对齐至设计坐标系下,获得几何量的误差和调节量;最后,提出一种基于渐变伪彩色的调节量可视化方法,辅助PTC支架的现场人工调节。本方法不需要定义物理参考坐标系,对于支架姿态没有要求,能够在组装现场实现聚热器支架的快速、高精度调节。将本方法应用于轻型槽式聚热器支架（PTC）,空间位置的调节精度优于0.15 mm,角度调节精度优于0.15°,经过调节的聚热器截断因子提升至97%,满足聚热因子对于支架几何质量的需求。

变几何部件对发动机性能的影响分析

变循环发动机是现代多用途战斗机的理想动力装置,实现变几何调节是其发挥性能优势的关键。主要利用所建立的发动机稳态性能计算程序,分析和计算了变几何部件对发动机性能的影响。

形状记忆合金在飞行器进气道中的应用研究进展

进气道作为发动机上游的重要气动部件,其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求,指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景,而后简单介绍了形状记忆合金的基本特性和典型航空应用进展。最后,总结了形状记忆合金在飞行器进气道中的应用情况,重点介绍了美国SAMPSON计划在智能进气道领域所取得的成果。

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。

变循环发动机起动建模及控制规律研究

为研究双外涵变循环发动机起动控制规律,基于部件级建模方法,考虑可调部件变几何特性处理和旋转部件低转速特性外推,采用流量平衡方法构建共同工作方程组,建立变循环发动机起动数学模型。通过改变单个几何调节量,包括风扇、核心机驱动风扇(CDFS)和压气机导叶角度,低压涡轮导向器面积,前涵道引射器(FVABI)面积、后涵道引射器(RVABI)面积和尾喷管喉道面积,采用单因素分析方法,研究其对起动性能的影响,获得几何变量影响矩阵,并基于此开展起动控制规律研究。研究表明:控制规律的风扇导叶、核心机驱动风扇导叶、前涵道引射器和喷管均置于全关闭位置,低压涡轮导向器处于最大位置,后涵道引射器面积和压气机导叶角度随转速下降。经试验验证,起动控制规律正确可行,变循环发动机起动成功。研究结论对变循环发动机起动控制规律和起动性能设计提供了参考。

基于双向优化策略的航空发动机多变量加速控制规律优化研究

针对航空发动机传统加速优化采用并行优化方法,未能有效利用燃油与几何变量的配合作用,提出了一种基于双向优化策略的加速控制规律优化方法。并行单向优化方法中的目标函数集中在发动机当前性能上,燃油的主导作用限制了紧贴约束边界优化过程几何变量的调节范围;而几何变量是通过增加空气流量、提高旋转部件效率等措施改善燃油流量的变化速率来间接提高发动机加速性能。因此,双向优化策略根据控制量在提高加速性作用方式的不同,将多变量并行优化分解为燃油单变量和几何多变量优化,并分别采用不同的目标函数,通过确定的加速燃油控制规律正向优化几何加速调节规律,然后根据几何调节规律反向求解加速燃油控制规律。仿真结果表明:在正向优化过程中,喘振裕度不再紧贴约束限制线,优化后的加速时间从4.44 s缩短至3.32 s,双向优化策略的加速时间优于传统并行方法,且优化出的多变量控制规律更平稳,更便于线性化。

高超声速进气道技术研究现状综述

高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件之一。按照进气道结构分类,介绍了几种典型的高超声速进气道。针对现有进气道存在的主要问题,进行了简要分析和总结,重点叙述了变几何进气道的最新发展和研究成果,主要包括定几何气动调节和变几何机械调节两种类型的设计理念与方案,并对未来先进进气道的发展进行了展望。

超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案

高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.

单边膨胀喷管移动板的流固耦合研究

验证了基于CFD/CSD(计算流体动力学/计算结构动力学)串行双向耦合算法的准确性,并针对单边膨胀喷管上膨胀面末端移动板的可调方案,研究了不同移动板长度(150,180mm)与厚度(5,7mm)下的流固耦合响应.结果表明:流固耦合引起的振动会造成喷管气动参数的波动,移动板长度为180mm时,达到稳定后,与常规不计流固耦合的情况相比,喷管的升力下降1.38%,冷热态俯仰力矩差增加16.9%;移动板厚度相同时(5mm),较短移动板的气动性能较差,但动态性能较好:升力减小9.9%,而响应时间缩短44.7%;当移动板长度相同时(180mm),较厚的移动板同时拥有好的气动与动态特性:稳态时升力提高0.98%,冷热态俯仰力矩差减小10.5%,且响应时间减小40.4%.