變循環(huán)發(fā)動機(jī)部件法建模及優(yōu)化

1、高壓渦輪、低壓渦輪、后混合器、加力燃燒室、尾噴管。雙涵道模式下，選擇活門和后混合前段鳳闌副外酒逍2102915 )(4 ：24 25J12S 3 131341選樣活門CDFS單涵道模式雙涵道模武44 561 6 641111主外滴道abi變循環(huán)發(fā)動機(jī)部件法建模及優(yōu)化由飛機(jī)/發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)原理可知，對于持續(xù)高馬赫數(shù)飛行任務(wù)，需要高單位推力的渦噴循 環(huán)，反之，如果任務(wù)強(qiáng)調(diào)低馬赫數(shù)和長航程，就需要低耗油率的渦扇循環(huán)。雙涵道變循環(huán)發(fā)動機(jī)可以同時(shí)具備高速時(shí)的大推力與低速時(shí)的低油耗。變循環(huán)發(fā)動機(jī)的內(nèi)在性能優(yōu)勢，受到了各航空強(qiáng)國的重視，是目前航空發(fā)動機(jī)的重要研究方向。1變循環(huán)發(fā)動機(jī)的構(gòu)造及基本原理1.1基本構(gòu)造

2、雙涵道變循環(huán)發(fā)動機(jī)的基本構(gòu)造見圖1、圖2,其主要部件有：進(jìn)氣道、風(fēng)扇、副外涵 道、CDF涵道、核心驅(qū)動風(fēng)扇級（CDFS、主外涵道、前混合器、高壓壓氣機(jī)、主燃燒室、圖2雙涵道變循環(huán)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖圖中數(shù)字序號表示發(fā)動機(jī)各截面參數(shù)的下腳標(biāo)各部件之間的聯(lián)系如圖 3所示，變循環(huán)發(fā)動機(jī)為雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)，風(fēng)扇與低壓渦輪相連，CDFS、高壓壓氣機(jī)與高壓渦輪相連，如圖3下方褐色的線所示。藍(lán)色的線表示有部件之間的氣體流動連接（圖3中高壓壓氣機(jī)后不經(jīng)主燃燒室的分流氣流為冷卻氣流，在本題中忽略不計(jì)）。i* 箱1IfiKW1 *島壓涓輪加力堪燒空J(rèn)填油悅 4亠制矚Ur*圖3變循環(huán)發(fā)動機(jī)工作原理圖1.2工作原理變循環(huán)發(fā)動

3、機(jī)有兩種工作模式，分別為渦噴模式和渦扇模式。發(fā)動機(jī)在亞音速巡航的低功率工作狀態(tài)，風(fēng)扇后的模式轉(zhuǎn)換活門因?yàn)楦蓖夂c風(fēng)扇后的壓差打開，使更多空氣進(jìn)入副外涵，同時(shí)前混合器面積開大，打開后混合器，增大涵道比， 降低油耗，此時(shí)為發(fā)動機(jī)的渦扇模式。發(fā)動機(jī)在超音速巡航、加速、爬升狀態(tài)時(shí)，前混合器面積關(guān)小，副外涵壓力增大，選擇 活門關(guān)閉，迫使絕大部分氣體進(jìn)入核心機(jī)，產(chǎn)生高的推力，此時(shí)為發(fā)動機(jī)的渦噴模式。2變循環(huán)發(fā)動機(jī)部件建模法燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的特性可以用實(shí)驗(yàn)方法和計(jì)算方法獲得。但實(shí)驗(yàn)的方法需要研制復(fù)雜的設(shè)備、投入巨額的資金和消耗巨大的能源，因此實(shí)驗(yàn)的方法不可能經(jīng)常采用。隨著計(jì)算能力的不斷提高，發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型研究

4、的不斷深入，計(jì)算機(jī)仿真精度也在不 斷提高，一定程度上彌補(bǔ)了實(shí)驗(yàn)方法的不足，尤其是在發(fā)動機(jī)型號研制過程中，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)發(fā)揮了不可替代的作用。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)是由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、主燃燒室、渦輪、噴管等部件組成的。如果計(jì)算機(jī)能夠?qū)@些部件的性能進(jìn)行準(zhǔn)確的模擬，那么也就能準(zhǔn)確地模擬整個(gè)發(fā)動機(jī)的性能。這種建立在準(zhǔn)確模擬發(fā)動機(jī)各部件性能基礎(chǔ)上的發(fā)動機(jī)性能計(jì)算方法，稱為部件法。該方法是建立在發(fā)動機(jī)各部件特性已知的基礎(chǔ)上的，因此是計(jì)算精度較高的一種方法。附錄1分別對變循環(huán)發(fā)動機(jī)每個(gè)部件的計(jì)算公式進(jìn)行了逐一介紹。3發(fā)動機(jī)平衡方程發(fā)動機(jī)各部件匹配工作時(shí)，受如下 7個(gè)平衡方程制約。1）低壓軸功率平衡N

5、cL - Ntl mL = 0（ 1）其中Ncl是風(fēng)扇消耗功率，Ntl是低壓渦輪發(fā)出功率，mL=0-99為中間軸機(jī)械效率。2）高壓軸功率平衡nch ncdfs Nth mH - 0（2）Nch和Ncdfs分別是高壓壓氣機(jī)和 CDFS勺消耗功率，Nth是高壓渦輪發(fā)出功率，mH =0.99是高速軸的機(jī)械效率。3）高壓渦輪進(jìn)口截面流量平衡Wg41 - Wg41 =0（ 3）Wg41是高壓渦輪進(jìn)口截面氣體流量，即主燃燒室出口氣體流量和冷卻空氣流量，Wg41是通過高壓渦輪特性數(shù)據(jù)線性插值得到的高壓渦輪流量，這里忽略冷卻的空氣流量。4）低壓渦輪進(jìn)口截面流量平衡Wg45Wgl“、Wg45是低壓渦輪進(jìn)口截面流

6、量，由主燃燒室出口氣體流量和冷卻空氣流量計(jì)算得到，Wg45是通過低壓渦輪特性數(shù)據(jù)線性插值得到的低壓渦輪流量，這里忽略冷卻的空氣流量。5）后混合器靜壓平衡P61 - P62 = 0（ 5）P61和P62分別是后混合器內(nèi)、外涵道（主外涵道）的靜壓，二者應(yīng)平衡。后混合器見圖2的6截面6）尾噴管面積平衡As _ Ae = 0（ 6）A為給定的尾噴管8截面的面積，這里 As = 9.4575e+003、A為按附錄1尾噴管的有關(guān)公 式計(jì)算出的尾噴管8截面的面積，二者應(yīng)相等。7）風(fēng)扇出口流量平衡Wa2 -Wa21 -Wa13 =0（ 7）其中風(fēng)扇出口的流量 Wa2分流為副外涵流量 Wa13和CDF進(jìn)口流量

7、Wa21，三者之間應(yīng)存在平 衡關(guān)系。副外涵流量 Wa13是按附錄1中前混合器的有關(guān)公式計(jì)算出的。方程（1），（ 2 ），（ 3 ），（ 4）,（ 5），（ 6 ），（ 7）中的變量 Ncl，Ntl，Nch，Ncdfs，Nth , 叫41,叫41，叫45,%45, P61, P62, A8, Wa2,Wa21,Wa13各量可分別由附錄1中的公式轉(zhuǎn)化為表3.1所列12個(gè)設(shè)計(jì)中需要給出的發(fā)動機(jī)各部件參數(shù)的函數(shù)。表3.1發(fā)動機(jī)參數(shù)說明試給參數(shù)說明試給參數(shù)說明nL低壓轉(zhuǎn)速（風(fēng)扇、低壓渦輪物 理轉(zhuǎn)速）Zth高壓渦輪壓比函數(shù)值nH高壓轉(zhuǎn)速（高壓壓氣機(jī)、CDFS 高壓渦輪物理轉(zhuǎn)速）Ztl低壓渦輪壓比函數(shù)值Zc

8、L風(fēng)扇壓比函數(shù)值L風(fēng)扇導(dǎo)葉角ZcDFSCDFS壓比函數(shù)值CDFSCDF導(dǎo)葉角ZCH高壓壓氣機(jī)壓比函數(shù)值ttH高壓壓氣機(jī)導(dǎo)葉角*T4主燃燒室岀口溫度CH低壓渦輪導(dǎo)葉角4要解決的問題請你們完成以下幾個(gè)問題：一、1）請畫出附錄4中風(fēng)扇特性數(shù)據(jù)表中流量隨壓比函數(shù)值變化的圖形。2）設(shè)在發(fā)動機(jī)飛行高度H =11km，飛行馬赫數(shù) Ma =0.8的亞音速巡航點(diǎn)，導(dǎo)葉角度均設(shè)置為 0風(fēng) 扇和CDFS的物理轉(zhuǎn)速都為0.95,風(fēng)扇和CDFS的壓比函數(shù)值都為 0.5,求風(fēng)扇和CDFS的出口 總溫、總壓和流量。二、設(shè)在發(fā)動機(jī)飛行高度 H =11km，飛行馬赫數(shù) Ma =0.8的亞音速巡航點(diǎn)，采用雙涵道模式，導(dǎo)葉角度均設(shè)

9、置為0選擇活門完全打開，副外涵道面積設(shè)為1.8395e+003,后混合器出口總面積設(shè)置為 2.8518e+004，尾噴管喉道面積 人=9.5544e+003，nL=0.85。 請運(yùn)用或設(shè)計(jì)適當(dāng)?shù)乃惴ㄇ蠼庥砂l(fā)動機(jī)7個(gè)平衡方程（1）,（ 2）,（ 3）,（ 4），（ 5）,（ 6）,（ 7）組成的非線性方程組。要求陳述算法的關(guān)鍵步驟及其解釋，盡可能討論算法的有效性。如果你們隊(duì)還有時(shí)間，請研究下面的問題：三、1）設(shè)在發(fā)動機(jī)飛行高度 H -11km，飛行馬赫數(shù) Ma -1.5的超音速巡航點(diǎn)，發(fā)動 機(jī)采用單涵道模式，將選擇活門面積設(shè)置為0，風(fēng)扇導(dǎo)葉角度、高壓壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度、高壓渦輪導(dǎo)葉角度均設(shè)置為 0，后混合器面積設(shè)置為 2.8518e+004。請問發(fā)動機(jī)CDFS導(dǎo)葉角度、 低壓渦輪導(dǎo)葉角度和噴管喉道面積3個(gè)量為多少時(shí)，發(fā)動機(jī)的性能最優(yōu)？2）試研究發(fā)動機(jī)飛行高度 H = 11km，飛行馬赫數(shù)從 Ma = 1.1變化到Ma = 1.6,發(fā)動 機(jī)特性最優(yōu)時(shí)，CDF得葉角度、低壓渦輪導(dǎo)葉角度，尾噴管喉道面積隨飛行馬赫數(shù)的變化規(guī) 律。此時(shí)發(fā)動機(jī)采用單涵道模式，將選擇活門面積設(shè)置為0，風(fēng)扇導(dǎo)葉角度、高壓壓氣機(jī)導(dǎo)A葉角度、高壓渦輪導(dǎo)葉角度均設(shè)置為0，后混合器出口總面積設(shè)置為2.8518e+004,后混合器內(nèi)、外涵道面積可調(diào)（即不受附錄1后混合器給定的內(nèi)、外