传统航空发动机尾喷管变截面装置具有结构复杂、自身重量大的缺点。本文提出一种基于形状记忆合金驱动的变循环发动机可调面积喷口。该喷口由内环和外环组成,并利用形状记忆合金复合材料实现内外环变形的往复驱动,实现了尾喷口面积的往复调节。而内外环则在系统中作为被控对象,直接控制输出量的变化程度。相比于传统尾喷口面积调节方式,利用SMA驱动的可调面积喷口具备往复调节,主动变形等优点。
GE宣布,已经完成美国空军“自适应发动机过渡项目”(AETP)下的XA100发动机详细设计,为后续制造和试验工作铺平了道路。XA100是一种可变循环发动机,可在飞行过程中根据需要不同使用要求改变循环模态,从而将发动机在传统飞行包线内的推力提高10%,燃油效率提高25%。
作者:周红; 高翔; 王占学; 秦浩 期刊:《航空科学技术》 2019年第03期
将飞机气动特性、发动机性能以及进/排气系统安装损失等模块集成为飞机/发动机一体化计算模型。对比分析了带CDFS的双外涵变循环发动机(CDFSVCE)、带FLADE的双外涵变循环发动机(FLADEVCE),以及同时带FLADE和CDFS的三外涵变循环发动机(ACE)和混排涡扇发动机(MFTF)装于不加力超声速巡航战斗机的飞行性能。结果表明,相比于MFTF,安装VCE后,飞机的起飞重量减少3%~4%,且FLADEVCE的性能最佳,ACE次之,CDFSVCE再次之。在亚声速巡航状态,VCE...
针对变循环发动机压缩系统多模式和多工况的工作特点,开展了核心机驱动风扇级(CDFS)多状态和多目标兼顾设计,CDFS、前涵道引射器和高压压气机气动一体化设计,大攻角范围、低损失可调导叶和静子设计。针对压缩系统的气动设计难点,在设计点选取、叶片造型、流场设计、调节规律设计方面提出了解决措施和优化方向。数值模拟与试验结果表明:实现了压缩系统在多模式下的性能兼顾,达到了预期的流量调节范围和涵道比调节范围,满足了设计指...
作者:李宏新; 谢业平 期刊:《航空发动机》 2019年第06期
从航空发动机视角对现役民用航空发动机、军用第3、4代航空发动机、在研高超声速飞行器组合动力装置、变循环发动机及智能发动机等设计中的飞/发一体化关键技术进行分析,总结了现役发动机进/排/发一体化设计、飞/发隐身一体化设计、第4动机飞机引气与轴功率提取的发动机一体化管控、高超声速飞行器进/排/发一体化设计、变循环发动机及智能发动机飞/发一体调控等关键技术研究情况,以期为推动航空发动机在飞/发一体化技术领域的快速...
作者:王靖宇; 张怀宝; 黄国平; 王光学; 邓小刚 期刊:《国防科技大学学报》 2019年第02期
为了提高风扇外涵和核心机驱动风扇级外涵流体的掺混效率,提出一种采用射流掺混增强的前可调面积引射器设计方案。通过数值模拟的手段对流量特性、流动掺混和总压损失等方面进行了研究,并同基准模型进行了对比分析,结果表明:采用波瓣混合器结构的前可调面积引射器设计,显著地增加了较高出口背压工况下风扇外涵的流通能力;新的设计方案不仅没有增加低出口背压工况下的总压损失,还减小了高背压出口工况下的流动损失;流向涡的特征尺度...
作者:马昌友; 侯敏杰; 幸晓龙 期刊:《燃气涡轮试验与研究》 2018年第01期
为获取核心机驱动风扇级(CDFS)与高压压气机匹配试验时的性能,提出了-种匹配环境下CDFS出口气流参数的高精度测试方案.根据匹配环境下CDFS静叶进口气流状态,结合部件环境下CDFS静叶的气动特性,通过插值间接求解CDFS出口气流平均参数,进而求得CDFS性能.结果表明:①该测试方案可有效评定匹配环境下CDFS性能,效率偏差和压比相对偏差不大于1%;②设计转速下CDFS的性能在匹配环境和部件环境下略有差异但不影响该测试方案的适用性;③该...
作者:周莉; 刘东; 王占学 期刊:《航空动力学报》 2018年第07期
以某变循环发动机(VCE)所用核心机驱动风扇级(CDFS)为研究模型,数值模拟了CDFS在真实边界环境下的流动特性,分析了单/双涵道工作模式下,不同形式的可调进口导叶(IGV)对CDFS流动特性及性能的影响机理。结果表明:不同工作模式时,CDFS靠导叶角度的开闭实现大范围的流量调节。单涵道(SB)工作模式时,不同形式的可调进口导叶(VIGV)对CDFS性能的影响差异很小;双涵道(DB)工作模式时采用常规可调导叶(CIGV)会在其吸力面产生...
采用微分进化算法建立了变循环发动机的三输入三输出状态变量模型,为提高控制系统的跟踪速度和抗干扰能力,在增广LQR 控制的基础上,设计了多个优化目标,通过加权将多目标优化转化为单目标优化,用交叉变量的微分进化算法对控制器参数进行优化.根据该状态变量模型设计的控制器取得良好的控制效果,验证该方法的可行性.
作者:曹晖; 周正贵; 胡骏; 彭国峰; 屠宝锋 期刊:《航空动力学报》 2018年第03期
提出兼顾两种模式核心机驱动风扇级气动设计方法。将S2流面通流计算与遗传算法相结合,寻找最优进口导叶(IGV)出口气流角、关闭角度、单双外涵压比沿叶高分布;实现在转子气动设计时兼顾两种模式。根据IGV基础叶型弯度、安装角对单双外涵流动损失影响研究,确定可调IGV关键参数,实现在IGV气动设计时兼顾两种模式。采用多点优化进行静子叶型优化设计,实现在静子气动设计时兼顾两种模式。对所设计的核心机驱动风扇级进行三维流场计算,...
作者:聂友伟; 李秋红; 王元; 顾书文 期刊:《北京航空航天大学学报》 2017年第12期
为了满足变循环发动机(VCE)性能寻优控制(PSC)需求,提出了一种基于序列二次约束二次规划(SQCQP)算法的性能寻优控制算法,通过罚函数将二次约束二次规划(QCQP)子问题转化为适应度函数,并提出一种改进微分进化(IDE)算法求解QCQP子问题,以获得最优的搜索方向。与序列二次规划(SQP)算法相比,本文提出的基于IDE算法求解QCQP子问题的SQCQP算法(IDE-SQCQP)能在更少的迭代次数下寻到更优的解。将IDESQCQP算法应用于变循环发...
作者:刘佳鑫; 王志强; 严伟; 胡骏 期刊:《推进技术》 2017年第08期
为研究变循环发动机单/双涵道模式转换动态过程中流场参数的变化规律,基于本项目组设计的模拟模式转换过程的试验台,利用动网格技术对该试验台进行了二维数值模拟。结果表明:在模式转换动态过程中,内外涵流量和总压的变化滞后于阀门缓慢关闭的状态;并且阀门变化速率越快,其内涵总压和流量的动态响应越滞后;而静压的变化规律则相反。此外,还研究了在阀门关闭过程中,不同初始涵道比对这种流场参数变化滞后性的影响。发现初始涵道比越...
作者:聂永斌; 孙冬 期刊:《航空发动机》 2017年第01期
为了研究战斗机任务性能模型的可行性,以战斗机为研究对象,假设其安装变循环发动机,以F-22战斗机机内燃油和带副油箱的任务性能为标准结果,考虑全部的飞行过程,对所建立的模型进行可行性验证。结果表明:计算得到的F-22战斗机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近,误差分别为0.76%和0.24%;假设的变循环发动机使得加速及超声速飞行等涡喷模式的耗油率降低20%,亚声速巡航航段涡扇模式的耗油率降低25%,变循环发动机能...
作者:周红; 王占学; 刘增文; 张明阳 期刊:《航空动力学报》 2016年第12期
分析了变循环发动机前、后涵道引射器的几何调节方式,建立了变循环发动机稳态及过渡态数学模型,并考虑了前涵道引射器和模态选择阀门由于面积突变引起的局部总压损失,模拟了变循环发动机单外涵模式、双外涵模式及模态转换过渡态过程中,前、后涵道引射器面积对发动机性能和稳定性的影响,并与NASA试验数据进行了对比.结果表明:单外涵模式,放大前涵道引射器内涵进口面积会减小变循环发动机的回流裕度,但可增大风扇和核心驱动风扇级的...
美国空军计划在2012年验证可随任务改变的"自适应多用途发动机技术",使飞机兼有高速和大续航能力。这种发动机实际上就是以前的变循环发动机,它是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。
作者:黄红超; 王占学; 刘增文; 蔡元虎 期刊:《机械设计与制造》 2012年第02期
通过对变循环发动机结构形式和工作机理的分析研究,依照模块化合成程序的计算流程,给出了变循环发动机数学模型,利用面向对象的C++程序语言发展了基于部件类的变循环发动机数值仿真软件。利用商用软件iSIGHT的多学科优化能力,该仿真软件具有可视化操作界面,具备进行设计点的性能仿真计算、非设计点特性仿真计算以及设计点任务分析的仿真计算的能力。基于iSIGHT优化平台,对变循环发动机的性能进行了优化分析。
作者:谢振伟; 郭迎清; 姜彩虹; 田飞龙; 李睿超 期刊:《航空学报》 2016年第06期
采用分布式控制架构可以降低变循环发动机控制系统的重量并有利于系统的开发和扩展。提出了一种完全分布式控制架构,控制算法的计算完全分布到智能执行机构中,计算所需的参数值由智能传感器通过串行数据总线发送到智能执行机构。变循环发动机完全分布式控制系统研发的主要工作是设计分散控制算法和总线通信方案。将控制回路的耦合当作总扰动的一部分,使用线性自抗扰控制器(ADRC)观测并在控制信号中消除总扰动,实现了分散控制。在...
作者:苏桂英 孙立业 期刊:《航空科学技术》 2011年第05期
结合常规布局涡扇发动机特点,通过热力循环参数分析,对现有涡扇发动机实现变循环功能的技术途径进行了初步分析,为利用现有发动机开展变循环技术研究、实现变循环功能及提高发动机的任务适应性提供参考。
作者:丁朝霞 黄顺洲 期刊:《燃气涡轮试验与研究》 2013年第02期
从满足未来战斗机需求出发,将TRIZ创新理论及其解题工具引入到高推重比发动机方案创新设计中。针对高推重比发动机发展中的两个重要问题进行技术矛盾分析,由矛盾矩阵得到相应的矛盾解决原理(No.1分割原理和No.15动态特性原理),创造性地构建出可变涵道核心机驱动风扇的涡扇发动机概念方案,满足了未来高推重比涡扇发动机宽包线、长航时的技术特征要求。