飞机进气道/发动机一体化设计标准研究

针对进气道/发动机一体化设计技术标准对飞机和发动机研制影响较大、国外现代军民用飞机和航空发动机研制已积极开展进气道/发动机一体化设计的现状,本文对急需的飞机进气道/发动机一体化设计标准技术内容展开了讨论,设计制定进气道/发动机一体化设计技术标准,以期为我国飞机/航空发动机一体化研制提供重要借鉴。

超声速进气道/发动机一体化控制

为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%.

冲压发动机进气道掺混段与弹体内外流场一体化数值模拟

采用二阶迎风隐式TVD格式分区求解可压缩N S方程 ,数值模拟了导弹、进气道和掺混段内外流一体化通气模型的复杂流场。本文给出了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞ =3.5 ,4 .2和 4 .9情况的数值模拟结果。并分析了流场特性及激波波系结构 ,总压恢复系数σ和流量系数 φ。同风洞试验结果进行比较 ,表明计算结果是合理的。

飞机快速机动过程中进气道/发动机一体化计算分析

基于进气道/发动机推进系统一体化动态数值模拟计算系统,对飞机快速俯仰机动飞行过程中的性能进行了计算分析研究,获取了飞机快速俯仰过程中的推进系统气动性能的变化特征,数值计算结果表明:快速变化的外部扰动会诱发发动机内部热力循环参数和性能更大的动态波动;在机动飞行的同时,增大燃油量,发动机推力下降程度得以减缓,发动机的单位燃油消耗率上升.

基于学习进阶的中高职一体化课程设计研究——以汽车发动机构造与检修课为例

中高职一体化是一种推进中高职衔接、加强中高职贯通的培养模式。对现有中高职一体化研究现状分析,初步探明由于缺乏理论指导,当前中高职一体化课程存在课程内容重复、教学方式单一、学生学习积极性差等问题。以OECD学习框架2030、学习进阶理论、社会分工理论为基础构建了基于学习进阶的中高职一体化课程设计模型。选取汽车检测与维修技术专业核心课程“汽车发动机构造与检修”,从学习进阶理论的五大要素进阶终点、进阶维度、成就水平、学业表现和评测工具进行中高职一体化课程设计,提出实施建议,以期实现中高职一体化由形式上的合作走向内涵式融合发展。

基于Zukauskas关系式的预冷发动机进气道流动特性研究

为了研究预冷发动机进气道流动特性,以二维变几何轴对称进气道为研究对象,利用Zukauskas横掠管束绕流关系式,对进气道流场展开了数值仿真研究,探究预冷器的冷却效应及换热管直径对进气道流场、性能的影响。结果表明:Zukauskas关系式能较好地预测气流在预冷器管束间的流动损失;经过预冷后,涡轮通道总温大幅下降,但总温分布不均匀,温度梯度明显,对流换热对上游流体总温产生的影响很小;在Ma_(∞)=2~5飞行工况下,换热功率随着飞行马赫数的增加而增大,涡轮通道的出口总温较预冷前降低了22%~60%,出口马赫数降低了17%~51%,反压比增加了10%~26%,总压恢复系数增加了3%~8%;当预冷器的管径从1 mm增大至2.5 mm时,涡轮通道出口速度降低了16.5%,反压比降低了1%,总压恢复系数呈现先下降后上升的趋势。将虚拟预冷器管束排布方式改为顺排,预冷器的换热功率下降,出口总温上升,涡轮通道的出口速度上升了11%~30%。

航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法

对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够具有更优的宽频降噪效果。

单轨火箭橇-发动机一体化设计

针对传统单轨火箭橇系统零部件附加质量过高的问题,提出了一种由发动机和滑靴组成的箭橇一体化结构,采用三维欧拉-伯努利梁单元对火箭橇系统进行离散,对滑靴位置做寻优计算,发现中滑靴处于前后滑靴的中间位置时,系统振动量最小,位置分布最优。设计了3种滑靴与发动机壳体连接的方案:(1)滑靴通过锯齿形焊缝与发动机壳体包覆连接,(2)发动机壳体直接堆放在滑靴靴体上,(3)滑靴通过支撑板过渡件与发动机壳体连接。采用橇-轨耦合动力学方法计算方案2和方案3的在轨安全性,方案3的火箭橇系统力学环境更优,其系统附加质量比传统单轨橇降低了73%。最后,开展了箭橇一体化验证试验,验证了箭橇一体化设计方案的合理性。

航空发动机泵用控制器一体化滤波组件设计

针对航空发动机燃滑油泵用控制器电磁兼容性(EMC)试验项目CE102和RE102,根据设备的特点,从设计要求、滤波电路设计和结构设计几方面进行了一体化滤波组件的总体方案设计。通过采用工程经验以及公式计算滤波器参数的方法设计的一体化滤波组件并不能使设备一次性通过电磁兼容性的全部试验项目考核,根据实际工况进行试验摸底测试,对未通过的试验项目的超标点进行分析与定位后,确定其原因是由于电路设计中无Y电容去泄放共模干扰,计算选用的共模电感的电感量偏小所致。结果表明:通过采取增加共模电感量和输出线屏蔽的措施和在设备输入端加装一体化滤波组件,消除或减小了其在电源线和信号线上产生的传导干扰,使试验项目顺利通过。

航空发动机一体化封严盘装配研究

目前航空发动机高涡转子多采用封严盘与挡板一体化结构,这种结构既减轻了涡轮转子的质量,又提高了涡轮转子的强度和可靠性,但同时给装配带来了很大难度。通过对一体化封严盘的结构进行分析,识别装配分解过程中的难点,设计了装配分解工装,并提出了装配工艺方案。通过有限元分析对工装的能力进行评估,发现装配工艺方案可以满足一体化封严盘拆装要求,可为相似结构的安装拆卸提供参考。

一体化加力燃烧室吸波介质涂敷位置对发动机雷达散射特征的影响

为了研究一体化加力燃烧室表面雷达吸波介质涂敷位置对发动机雷达散射特征的影响,采用弹跳射线法(SBR)和物理绕射理论(PTD)混合算法,针对配装一体化加力燃烧室的发动机后腔体开展了14种涂覆方案的数值计算和分析。结果表明:低压涡轮部件受到一体化支板的遮挡,其对发动机尾向雷达散射特征贡献相对较小,基本可以忽略;加力中心锥、一体化支板(背风面)、加力隔热屏(上游段)、喷管扩张段及喷管外调节片是发动机尾向重要的雷达散射源(在本研究计算条件下,单个因素影响约为20%~70%),是雷达吸波介质优先涂敷位置;加力合流环、加力隔热屏(中、下游段)、喷管收敛段在发动机尾向重点角域内基本不可视,雷达回波影响较弱(在本研究计算条件下,单个因素影响约为5%~10%),可作为雷达吸波介质视情涂敷位置。

涡桨发动机S型进气道设计与分析

根据涡桨发动机进气特点以及结构方面的限制要求,提出一种S型进气道设计方法,该方法可在满足结构限制的条件下实现进气道的灵活设计。文章结合数值模拟分析了设计参数对进气道气动性能的影响,研究结果表明:进气道气动损失和畸变指数均随着进出口面积比和扩展角的增加而降低。根据上述设计方法和研究结果,完成了某涡桨发动机S型进气道的气动设计,数值结果显示:进气道气动损失仅为0.81%,畸变指数为0.06,性能满足设计要求,验证了文章S型进气道设计方法的有效性。

以成果为导向的理实虚一体化教学模式探索与实践——以“航空发动机基础”课程为例

以西安航空学院“航空发动机基础”课程为例,针对前期教学过程中出现的课程内容与专业契合度不够、教学资源与知识目标不匹配、知识与应用融合不充分的三个问题,在OBE教学理念指引下,打造和实施了以成果为导向的“理实虚一体化”教学模式。通过实施三师共建,重构课程内容、全方位完善教学资源,采用理实虚一体化教学模式、完善课程融合训练内容,提升飞发知识一体化应用能力等课程教学创新举措,学生课程综合考核结果、理论与实践结合能力和创新能力都有明显提升。

进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究

进气道是冲压发动机设计中非常重要的环节,其入口设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数σ和流量系数φ等重要性能。本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N-S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞=4.2超临界状态下,二元方形截面“X”型布局进气道、弹体和掺混段一体化通气模型复杂流场。计算比较了两种不同二元进气道入口形状流场和冲压发动机总压恢复系数σ、流量系数φ的结果,对其产生的原因进行了分析。

超声速进气道与发动机的匹配

以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础,得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系,此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型,研究了进气道与发动机之间的共同工作规律,并通过数值仿真分析了进气道二级斜板角度对进气道与发动机共同工作点的影响。

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速乘波体飞行器构型的进一步发展提出了设想——采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面。

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。

某型飞机进气道与发动机地面匹配实验研究

通过某型飞机进气道与某型涡喷发动机匹配的地面台架试验,用40点总压和20支周向安装的三孔针组成的测量环获得了进气道出口截面总压的分布和周向气流速度分布。计算了稳态压力周向与径向畸变,获得了它们随发动机进气流量的变化规律。发现了进气道出口的旋流与对涡,并对其形成的原因做了初步分析。测量了发动机主要性能参数如推力、排气温度等在安装飞机进气道后的变化,并分析了引起变化的原因。

超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究

对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型 ,运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行了不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算 ,验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计 ,进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。