部件三维仿真模型与发动机循环参数分析的耦合方法研究

为了将基于部件三维仿真模型获取的部件工作特性耦合于发动机循环参数分析,提高整机性能预估的可信度,提出了改进完全耦合方法。结合核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)三维仿真模型和变循环发动机(Variable cycle engine,VCE)零维仿真模型,使用迭代耦合和改进完全耦合方法建立了VCE多维度仿真模型,研究了修正因子计算方法及边界参数松弛处理方法对VCE多维度仿真模型的影响,对比了迭代耦合与改进完全耦合方法的差异。结果表明,采用改进完全耦合方法时,直接将基于部件高保真度仿真模型得到的压比和等熵效率应用于发动机循环参数分析,可避免非线性方程组线性化过程对部件高保真度仿真模型的重复调用,同时计算过程不依赖于部件通用特性图。对于迭代耦合方法,采用优化方法或者常规方法计算修正因子的计算速度无明显差异。采用优化方法计算修正因子或者对边界参数进行松弛处理均可以抑制改进完全耦合方法中迭代残差的振荡,加速收敛。改进完全耦合方法与迭代耦合方法计算结果无明显差异,且在使用优化方法计算修正因子时收敛速度基本一致。

膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性研究

为满足长时间在轨低温上面级对发动机低入口压力起动的需求,对膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性进行了仿真和试验研究,建立了较为准确的起动特性仿真模型,完成了地面环境和高空模拟环境氢入口低箱压起动试验。结果表明,氢入口压力越低,发动机起动加速性越慢,两者呈类似双曲线关系;降低喷管出口背压有利于发动机起动,氢入口压力越低,背压对起动加速性的影响越大。

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。

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。

模态转换对变循环发动机多维度耦合模型性能影响研究

为研究模态转换过程中模态选择阀(Mode Select Valve,MSV)与发动机总体之间的耦合作用,以典型的双涵道变循环发动机(Variable Cycle Engine,VCE)作为研究对象,首先通过三维MSV模型的数值仿真,建立具有通用性的MSV高保真度特性图;随后在基于部件的发动机零维整机气动性能计算程序的基础上,将该高保真度特性图耦合进入发动机性能计算程序,建立了多维度耦合模型,研究模态转换过程中MSV对总体性能以及部件的耦合影响;并对比了多维度耦合模型和零维模型的计算结果。结果表明:相比零维模型,多维度耦合模型的推力最大时高出3.98%,单位推力耗油率高出0.79%;风扇压比最大时高出9.86%,风扇效率高出0.75%。这种差异的原因在于多维度耦合模型正确地评估了MSV在非线性工作段的节流损失,该损失向后传递并影响到前可变面积涵道引射器(Front Variable Area Bypass Injector,FVABI)的掺混总压损失,依靠参与求解共同工作方程组显著地减少了外涵的流量,使得涵道比迅速减小,在发动机部件共同工作规律的约束和影响下,引起发动机低压涡轮落压比增加和低压轴转速增加,发动机性能参数也随之发生变化。因此相较于零维模形,多维度耦合模型能够真实地反映出模态转换时MSV对VCE性能参数以及其他部件的影响。

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。

变循环发动机模式转换对加减速性能的影响

变循环发动机具有单外涵与双外涵两种工作模式,根据使用场景或发动机性能匹配需求可能在加减速过程中进行模式转换。为了评估模式转换对加减速性能的影响,建立了可在加减速过程中进行模式转换性能模拟的过渡态性能计算模型,对比分析了引入模式转换后的加减速特性。结果表明:模式转换控制规律对风扇工作线和发动机加速性有影响,设计时应使风扇工作线变化平稳,同时在保证发动机稳定工作的前提下缩短模式转换时间;模式转换可使减速过程中的风扇最小喘振裕度从2%提高至15%,从而消除风扇喘振裕度对减速供油规律的限制,进而改善发动机减速性能。

高通流三外涵变循环发动机建模技术研究

高通流三外涵变循环发动机是航空发动机及燃气轮机基础科学中心提出的一种新的发动机概念构型。本文搭建了发动机部件级模型,采用了考虑容积效应的动态模型建模方法对发动机主要容腔进行建模。为保证建模的精度,考虑了第二外涵道中换热器与气体的动态换热,同时用总压恢复系数代替动量守恒方程,提升了模型计算的实时性。针对发动机在高空设计点情况下较高的涡轮前温度,引入了涡轮叶片的气膜冷却模型。仿真结果表明,经换热器换热后的高质量冷气可使涡轮的平均温降达到121 K;对比考虑容积效应的建模方法,传统建模方法在发动机过渡态的建模误差达到了17.1%。若要研究发动机的过渡态过程,容积效应一般不可忽略。

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。

预冷涡轮组合循环发动机及其关键技术研究综述

预冷涡轮组合循环发动机技术是继涡轮基组合循环发动机、火箭基组合循环发动机、涡轮火箭组合循环发动机之后新的技术路线。为了深入了解预冷涡轮组合循环发动机的发展现状,评估该循环方案的发展潜力,从换热器预冷及射流预冷角度出发,综述了先进预冷发动机循环方案、射流预冷技术以及预冷器技术发展进程,并提出采用化学燃料预冷的若干技术方法,致力于提高预冷涡轮组合发动机总体性能,为高超声速组合发动机的发展提供新的思路和方向。预冷涡轮组合发动机技术是高超声速飞行领域的关键创新。通过不断优化预冷器的设计、提高换热效率,同时考虑到结构紧凑性和重量管理,能显著提升发动机性能。研究显示,采用先进的预冷技术能够拓展飞行马赫数,实现更高的燃料效率和性能。尽管技术挑战依然存在,如氢脆问题和预冷器的抗结冰需求,未来的研究将继续探索新的材料和设计方案,以克服这些难题。总体上,预冷涡轮组合发动机技术代表了空天飞行器推进系统的未来方向,预示着在高速飞行和可重复使用空天飞行器方面的重大突破。

单外涵变循环发动机变几何特性仿真

为了研究单外涵变循环发动机变几何性能收益,建立了一种单外涵变循环发动机总体性能仿真模型,并通过算例验证了仿真模型的计算精度。根据不同飞行状态的发动机控制规律和最优控制目标,模拟生成3种变几何方案最佳变几何参数以及最佳节流特性和高度-速度特性。结果表明:在设定的控制规律下,相对发动机常规变几何方案(方案1),尾喷管、混合器与低压涡轮导向器可调的变几何方案(方案3)使发动机地面节流状态耗油率降低1.7%~3.0%,超声速巡航推力增大14%~29%,亚声速巡航耗油率降低0.9%~3.1%,在3种变几何方案中性能收益最大;尾喷管与混合器可调的变几何方案(方案2)使发动机地面节流状态耗油率降低1.2%~2.2%,超声速巡航推力增大3%~17%,亚声速巡航耗油率降低0.9%~1.2%,在3种变几何方案中性能收益居中。发动机变几何方案的选择应综合考虑结构复杂度、可靠性、质量等方面的代价与基于特定任务需求的总体性能收益的平衡。

氢氧膨胀循环发动机动态特性研究

以氢氧膨胀循环发动机为研究对象,基于模块化建模仿真思想,给出了发动机部件动力学模型,结合发动机系统工作原理构建了液体火箭发动机系统模型,开展了氢氧膨胀循环发动机启动瞬态仿真研究。根据仿真结果并结合试车数据对发动机系统模型进行验证并优化,对优化后的模型进行发动机动态全过程仿真计算,仿真结果表明,发动机动态变化过程中主要性能参数与试车数据吻合良好,验证了仿真模型准确性。

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明:变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。

变循环发动机后涵道引射器的研究现状与关键技术

变循环发动机是航空发动机的发展方向。相较于传统的航空发动机,变循环航空发动机在加力燃烧室中设置了后涵道引射器这一典型可调几何机构,以满足整机对气动匹配、推力和燃油经济性的需求。讨论了变循环发动机后涵道引射器的发展历程、布置位置、结构形式等,分析了后涵道引射器的结构特征和功能特点,点明了对加力燃烧室气动热力性能、结构尺寸的影响和对发动机推力、耗油率的影响。同时,结合后涵道引射器的发展历程和技术特征,指出了其在性能、结构和控制等方面需要深入研究的快速响应、精准控制和高可靠性等关键技术。通过对后涵道引射器的讨论和分析,以期为变循环发动机乃至未来涡轮基组合循环发动机的后涵道引射器性能和结构设计提供参考。

涡轮排气液化循环发动机的能量分析

对涡轮排气液化循环发动机液化水的处置进行了研究。通过热力学分析获得了发动机性能的理论解,并利用热力计算进行验证。分析表明液态水直接排出发动机将导致约2%的比冲损失。分析了发动机各环节的能量传递,获得了燃烧室中心燃烧区焓增的理论表达式,可作为燃烧室性能的详细分析的基础。

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%。

涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性

为了研究工作马赫数范围0～5的涡轮／冲压组合发动机进气道的工作特性，对一种内并联式涡轮基组合循环发动机（TBCC）变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征，在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例，分析了反压变化对进气道性能的影响，结果表明，进气道出口反压对进气道性能有重要影响，尤其是进气道在过渡工作状态时，两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线，初步研究了影响进气道性能的主要因素，分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。

FLADE变循环发动机模态转换过程特性分析

为对带FLADE(Fan on Blade)的变循环发动机总体性能进行评估,发展了FLADE部件计算方法以及带FLADE的双外涵变循环发动机稳态性能计算模型,加入反映转子惯性效应和部件容积效应的动力学方程,建立了变循环发动机过渡态性能计算模型。分析了FLADE变循环发动机在双外涵与单外涵模式之间的模态转换过渡态特性,重点研究了几何参数调节及其不同组合形式对FLADE变循环发动机模态转换过程的影响。结果表明,带FLADE的双外涵变循环发动机的模态转换过程只与FLADE导叶角度和FLADE喷管面积有关,且两者应同时放大或关小;FLADE的开/关对风扇外涵气流及核心机的影响较小。

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。