某型涡扇发动机进口空气流量测量参数敏感性分析

基于某型涡扇发动机飞行台试飞,以某型涡扇发动机进口空气流量的测量为研究对象;首先建立了发动机进口空气流量计算模型以及相应的误差计算模型,其次采用辨识方法确定了测量参数的敏感系数,最后针对测量参数的无量纲敏感系数随飞行高度和发动机状态的变化进行了分析;分析结果表明:发动机进口空气对测量截面半径最为敏感,其次为主流区总压、主流区总温和主流区总静压差,对附面层位移厚度敏感性较差,且在发动机设计状态附面层对空气流量的影响为3%。     

小型发动机高空模拟试验流量系数确定的数值分析与试验研究

流量系数在小型航空发动机高空模拟试验的空气流量计算中十分关键。建立了流量管模型,通过数值计算获取流量管各截面的流场分布,对比另外试验与数值模拟的总、静压分布和流量系数,结果与高空模拟试验进气空气流量测量结果一致。     

航空发动机高压离心泵的设计与仿真

燃油泵是航空发动机燃油系统的重要附件,对高性能燃油泵的设计研究一直是航空发动机及其控制系统发展的关键技术之一.针对现代航空发动机需要转速高、流量大、压力高的高性能燃油泵的特点.为提高现有发动机的性能,在传统的设计方法(速度系数法)的基础上,设计出离心-旋涡组合泵中的高压离心泵,并结合现代计算机技术,利用计算流体力学软件FLUENT进行不同工况下高压离心泵内部流场的数值仿真.仿真结果表明,所设计的高压离心泵满足设计要求,达到了预期设计目标.     

前输出轴涡轴发动机高空台进气装置设计及验证

对某前输出轴涡轴发动机高空模拟试验进气装置进行了设计,通过三维数值仿真的方法对比分析了典型工况进气涡壳内有无整流装置情况下发动机进口的流场品质,确定在增加整流装置的情况下,发动机进口压力不均匀度小于1%,温度不均匀度小于1%。为降低进气装置压力损失,对进气装置进行了优化设计,仿真结果表明,在最大流量下,压损降低了30%。最后通过吹风试验验证了流场品质满足设计要求,解决了涡壳进气方式产生的流场畸变问题。同时将导管流量数据与导流盆流量数据进行对比,证明了导流盆测流量方案的合理性。该设计可在此类涡轴发动机高空模拟试验中推广运用。     

影响流量管流量系数的因素分析

对某航空发动机整机试验装置的流量管三维流场进行数值模拟,通过布置虚拟测点,建立流量管虚拟试验校准和测量的仿真方法,研究流量管流量系数获取方法、校准试验测试布局,分析来流雷诺数、壁面粗糙度、流量管圆度对流量系数的影响。结果表明,附面层位移厚度法和校准试验法获取的流量系数接近。在同一流向布置测量截面,流量系数随流量管内雷诺数的减小而减小,随流量管壁面粗糙度的增大而减小;低雷诺数工况下,流量系数对粗糙度变化不敏感。对于低雷诺数工况或者在流量管壁面粗糙度较大时,应采用附面层位移厚度法或校准试验法获取流量系数。流量系数对流量管圆度的变化不敏感,建议采用校准试验方法获得有变形的流量管的流量系数。尽量采用校准试验法获取流量管宽雷诺数范围的流量系数,采用实际测量工况下的雷诺数对应的流量系数,修正流量管测量数据,才可保证流量管测量精度。     

航空发动机高空模拟进气压力前馈控制仿真技术研究

进气压力的模拟精度是航空发动机高空模拟试验必须考核的一项重要指标,在发动机进行过渡态试验时,发动机空气流量的剧烈变化是进气压力控制系统的强干扰源;在详细分析进气压力动态特性的基础上,结合进气压力数学模型以及干扰通道与控制通道的过程特性,设计了基于发动机空气流量及其变化率作为前馈输入扰动变量的前馈控制器,并构成前馈+反馈复合控制系统;半物理仿真结果表明,所设计的控制系统实现了快速性与稳定性的高效统一。     

航空发动机内流空气系统通用分析软件设计

为了对航空发动机内流空气系统进行性能分析,研究了一种全新的、高效的发动机空气系统通用分析软件.软件以流动换热的网络算法为基础将发动机内流空气系统分解成由相应的典型元件和节点组成的网络,采用有限的元件和流动介质类型描述发动机内流空气系统.软件前台采用图形建模方式生成网络计算模型,后台采用了网络自动识别技术,方便了复杂网络的建立.可视化界面及支撑数据库,提高了软件的易用性.最后,对某航空发动机内流空气系统进行了计算分析,获得了空气系统内空气压力和温度分布以及各支路的流量分配,说明了软件应用于空气系统计算的可行性.     

一种新型在线式铁谱仪的静磁场设计与应用

以在线式全流量扫描铁谱仪为背景,对静磁场的磁路进行设计,并从磁荷模型出发,引入广义二项式定理将不可积因子转变为可积因子,从而对该磁场的磁感应强度进行解析计算,通过对比理论值和实际测量值发现解析表达式很好地反映了静磁场的磁感应强度分布规律.在此基础上,将所设计的静磁场应用到某新型涡喷航空发动机性能监测中,对监测到的磨粒进行了分析,监测结果与发动机的实际情况相符合.     

一种航空发动机燃油流量基线的建模方法

为实现航空发动机的在巡航过程中的实时监控及时发现发动机状态参数的异常变化,提高飞行安全水平,提出基于航空发动机燃油流量(FF)基线求解偏差值的一种算法;依据设定的飞行数据筛选原则和预处理方法建立模型样本,设计以高斯函数为隐含层激励函数和以线性函数为输出层激励函数的多输入单输出的RBF神经网络,通过Pearson相关性分析确定网络的输入节点;使用该网络得到预测燃油流量基线,再与实际燃油流量做比较可得燃油流量偏差值;最后对预测偏差值和观测偏差值实施两配对非参数检验以验证网络精度,结果表明该方法是计算航空发动机巡航状态下燃油流量偏差值的一种有效算法.     

发动机燃烧室离心式喷嘴喷雾角的数值仿真

喷嘴性能的好坏对燃烧室及整个发动机性能有着重要影响.文中利用VOF方法,对航空发动机燃烧室中一种常用的离心式喷嘴的内部气液两相流场进行了三维仿真计算,从计算结果中得出了喷嘴内部相的分布和出口速度的分布,验证了喷嘴内部流场的理论分析.根据出口速度得出喷嘴的喷雾角度,并对比了不同进口速度对喷雾角度的影响.将仿真结果和实验结果进行了对比,分析了结果误差存在的原因.对喷嘴喷雾角度的实验测量有重要的参考价值,并为进一步的喷嘴性能参数研究提供了基础.     

汽车换热器风室试验台的CFD分析

为给汽车前端和发动机舱内气流数值计算提供参考依据,基于FLUENT对某汽车换热器风室试验台进行建模和数值模拟;分析风室内部空气流动状况,针对流动特征,给出风室计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）校核的评价．网格采用四面体结构,模型中采用三维不可压的雷诺平均N．S方程,速度压力耦舍采用SIMPLE方法．空间离散格式为2阶迎风格式,时间离散格式为2阶隐式．选用realizable k-ε占模型模拟风室内部空气的湍流流动．固体壁面采用无滑移边界条件和非平衡壁面函数边界条件．模型进口采用速度入口来给定风量,出口采用压力出口．比较计算结果与试验设计标准,喷嘴压差的相对偏差范围在5％以内,基本达到对设备的精度要求,对风室设计有一定指导意义．     

带方向的气流有序均匀性评价方法

针对发动机进气道气流质量评价提出一种基于空气流速分布方向的气流有序均匀性评价方法,即先将空气流速投影到约定方向,再结合均方差定义的均匀性指数γ、克里斯琴森均匀系数CU、相对标准偏差CV三种传统均匀性评价指标计算各测点速度偏离预期速度的程度.分别用传统均匀性评价指标和带方向的气流有序均匀性评价方法对发动机进气道改良前后气流有序均匀性进行评价,结果表明:带方向的气流有序均匀性评价方法较传统指标更能明显地表明进气道改良后的气流有序性.发动机外特性实验表明:进气道改良后燃油消耗率降低,与带方向的气流有序均匀性评价方法的结论一致.因此,带方向的气流有序均匀性评价方法能有效地评价发动机进气道气流质量.     

基于混沌RBF神经网络的汽油机进气流量预测研究

针对汽油机进气流量的多维非线性特性,提出了一种混沌径向基（RBF）神经网络的汽油机进气流量预测模型。证明了汽油机进气流量时间序列具有混沌特性,对采集的原始数据进行相空间重构,利用RBF神经网络对重构后的数据进行训练和预测,并利用混沌算法确定输出层连接权值和隐含层高斯函数径向基中心,使其达到全局最优,加快了RBF神经网络的收敛速度。仿真结果表明,与空气进气流量平均值模型、RBF神经网络预测模型比较,该模型具有更高的预测精度,为精确及时测试汽油机进气流量提供了一种全新的软件测量方法。     

轴流涡轮转子下游多边界盘腔燃气入侵数值研究

研究涡轮燃气入侵对发动机性能和可靠性具有重要意义,但现有研究多集中于动叶上游盘腔,需要深化对动叶下游盘腔燃气入侵问题的研究。以某高压涡轮及其下游二次空气系统为研究对象,采用三维定常数值模拟探究了适用于转子下游多边界盘腔燃气入侵仿真方法,分析了不同压比下封严流量和燃气入侵特性,并研究了盘腔内部流动机理。结果表明：采用压力边界条件的仿真结果更符合多边界盘腔流动现实。各封严流量随盘腔进口压力增加而增大,但梯度逐渐减小,轮缘封严达到最小流量后基本呈线性变化,而盘腔内部封严流量趋于稳定。在阻止主流入侵的最小封严流量附近,轮缘封严压力分布难以判断主流是否入侵盘腔内部,而轮缘封严齿间流体温度是判断主流燃气入侵盘腔内部的重要参数。     

A computational study of the effect of angles of attack on a double-cone type supersonic inlet with a bleeding system

The flow characteristics of a supersonic inlet with a bleeding system under varying angles of attack are studied by computational 3D turbulent flow analysis. A compressible upwind flux difference-splitting Navier–Stokes method with the k–ω turbulence model is used to analyze the super inlet flowfields. The bleeding system successfully removes the low energy flow from the boundary layer near the throat. The bleeding system enables the supply of more uniform flow at the engine face compared to a supersonic inlet without a bleeding system at the expense of mass flow. More non-uniform flowfields are seen at the Aerodynamic Interface Plane when the angle of attack increases. These non-uniform flowfields at the supersonic engine face degrade engine performance.     

基于LabVIEW的自由射流风洞系统加热气流模拟软件设计

目前设计的自由射流风洞系统加热气流模拟软件测量得出的气流面受力值容易发生耦合共振,导致测量流量误差较大;为解决上述问题,基于LabVIEW设计一种新的自由射流风洞系统加热气流模拟软件,软件程序包括自由射流风洞系统加热气流流量调节、加热气流时序控制、气流模拟软件等,通过与采集节点的配合完成数据采集、处理、分析等工作;利用Lab-VIEW技术,在程序软面板显示加热气流压力、增益频率等数据,直观地表现加热气流的压力大小以及变化;根据加热气流模拟软件,简化开发测试以及控制系统的程序,使软件调试过程更加简单,容易操作,实现了软件测试程序以及控制程序流程开发的平台化和通用化;实验结果表明,基于LabVIEW的自由射流风洞系统加热气流模拟软件能够减少气流面受力值耦合共振,测量误差在0.2％以内,实现自由射流风洞系统加热气流的准确模拟.     

双转子涡喷发动机气动性能优化控制研究

航空发动机的控制规律作用巨大,它决定了发动机能否获得设定的稳态工作下性能指标,同时保证工作过程中的压气机和涡轮的气动稳定性;双转子涡喷发动机气动性能优化控制的目的就是有效地挖掘发动机的使用潜力;研究方法采用部件特性法对发动机进行稳态建模,并针对某双转子涡喷发动机的稳态模型进行三种不同稳态控制规律下的仿真,得到发动机性能参数的不同变化趋势,并对其进行了详细的分析;结果表明:保持低压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的增加,高压转子转速上升,涡轮前温度升高,发动机推力增加;保持涡轮前温度不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,低压压气机气动负荷变重,低压转子转速降低;高压转子转速也下降,但是下降幅度很小;燃油流量增加;保持高压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,燃油流量有一定的增加,低压转子转速有所降低;推力受多重因素的影响,推力值变化趋势较为复杂。     

液体冲压发动机仿真模型研究

发展了一种弹用液体冲压发动机仿真模型.利用小偏离线性化理论和分段集总参数法,分别研究了超声速进气道、燃烧室和可调收敛喷管的建模方法.以正激波作为上边界,燃油流量的小变化作为扰动方程,喷管作为下边界,从而建立了液体冲压发动机仿真模型.根据所建立的仿真模型,对冲压发动机系统进行了仿真实验.仿真结果验证了仿真模型的有效性和合理性.该模型可用于液体冲压发动机控制系统的研究.