某型发动机非加力情况下收-扩尾喷管流动特性研究

针对某型涡扇发动机的收-扩尾喷管模型在加力不接通试验工况下的流动特性,通过建立模型,进行相关的数值计算研究,获得了不同喉道面积、面积比和尾喷管落压比条件下的收-扩尾喷管模型的流量系数和推力系数数据及其变化规律,为发动机地面台架标定试验和飞行试验中发动机进口空气流量和标准净推力的确定提供了基础数据。     

某型分排涡扇发动机尾喷管特性影响参数研究

采用数值计算方法,研究了主要气动参数对某型分开排气涡扇发动机尾喷管流动特性的影响情况,获得了环境压力、飞行马赫数、外/内涵总压比、落压比等单个气动参数改变对尾喷管流量系数和推力系数的影响规律。其中,落压比的影响最大,飞行马赫数的影响次之,环境压力的影响较小,外/内涵总压比对内涵道流动特性的影响较小、对外涵道流动特性的影响可以忽略。     

某型发动机尾喷管特性确定方法

获取发动机尾喷管特性是飞行推力确定的重要环节。通过对尾喷管特性物理意义的分析,提出了采用CFD数值仿真与地面全机校准试验相结合的尾喷管特性确定方法,以该方法获取的尾喷管特性为基础,在高空台试验中采用燃气发生器法计算发动机进口空气流量和出口总推力,并与高空台实测值进行对比,在所有功率状态下计算值与实测值的最大相对误差不超过5%,表明该方法确定的尾喷管特性满足飞行推力确定的精度要求,证明了该方法合理有效。     

大涵道比涡扇发动机外涵推力系数确定及误差分配

对大涵道比涡扇发动机而言,外涵喷管推力系数对性能计算结果影响较大。因此,确定外涵喷管推力系数对性能计算非常关键。本文给出了外涵道推力系数确定的计算方法,该方法将内涵道推力系数作为常量,将其影响综合考虑在外涵道推力系数中。结合某型涡扇发动机的部分参数的测量精度,利用该方法对其进行误差分配。结果表明,测量精度基本满足需求。     

某型混合排气涡扇发动机喷管特性计算方法研究

针对某型混合排气涡扇发动机,建立了其喷管特性的数值计算模型,并利用地面台架试验数据对该模型的可靠性进行了验证,流量系数与推力系数数值计算结果与台架试验结果最大偏差分别为0.97%和0.54%。提出了假想面积系数法,将混排发动机喷管进行了转化,建立了混排喷管理想推力与理想流量的可行性计算方法。在此计算方法基础上,通过数值计算得到了该型混排发动机喷管的流量系数与推力系数,并研究了其基本规律,比较了其与分排发动机喷管特性计算的不同,为该型发动机后续型号试飞中飞行推力的确定提供了技术基础。     

涡桨类无人机飞行试验参数计算分析研究

针对一种涡桨类无人机飞行试验,计算分析无人机飞行试验相关气动参数。结合无人机飞行试验参数,建立无人机发动机推力计算方法,进行无人机推力特性计算分析、升力系数计算分析、阻力系数计算分析、升阻比计算分析等,并与风洞试验值进行对比分析。研究内容和方法可为无人机改进设计提供依据,并可为其他无人机飞行试验气动特性参数分析提供理论指导和工程借鉴。     

涡桨发动机排气推力计算研究

涡轮螺旋桨发动机总推力中,排气推力是重要的组成部分。通过对自由涡轮涡桨发动机的循环分析,得出涡桨发动机的总推力、单位推力、总效率、热效率等。在飞行试验中,可以通过测量涡轮后截面和尾喷管出口截面参数的方法,建模计算得到涡桨发动机排气推力。和某仿真计算程序结果进行对比,流量和排气推力的相对误差不超过2%,计算结果接近,这从侧面验证了计算方法的正确性。     

基于数据的航空发动机模型匹配方法

本文提出了一种航空发动机模型匹配方法,以双轴涡轮风扇发动机为研究对象,在不同飞行条件、不同发动机性能退化状态下,基于发动机部件特性参数和气路测量参数求解了敏感系数矩阵,预测了退化发动机工作点特性参数和输出性能参数。结果表明,模型计算过程简单,运算速度快,在不考虑测试噪声的情况下,特性参数预测误差均小于0.16%,输出的推力和耗油率的误差最大为0.4%,精度满足工程要求。本文所述方法不受部件特性和发动机结构类型的影响,可扩展应用于其它类型发动机。     

并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟

针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系。计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低 Ma=0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转。表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能。      

简化总推力方法(SGTM)的分析和改进研究

航空发动机飞行推力的确定是获得飞机极曲线的重要步骤。为了提出一种测量参数少、计算精度高、适合用于带有加力燃烧室的发动机的推力确定方法,本文对简化总推力计算模型进行改进,利用遗传算法和罚函数法,分析了修正因子的物理意义,对其进行二次优化,结合J85-GE-21发动机台架试验数据对此方法进行验证,将稳态试验数据与计算数据进行比较。结果表明,目标函数的相对误差明显降低,即本文提出的改进方案是有效的,可将其应用于飞行试验中去。