民用飞机燃油箱热特性数值仿真

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航空发动机燃烧室数值仿真技术工程应用分析

随着计算流体力学和燃烧仿真模型的迅速发展，以数值仿真为主的燃烧室设计方法逐步取代以大量试验为主的常规设计方法成为可能，并为以最短的周期和最少的费用设计出高水平的航空发动机燃烧室开辟了新的技术途径。

主燃烧室和加力燃烧室（如图1、图2所示）是航空发动机的重要部件，其燃烧性能的优劣将直接影响航空发动机的整机性能、动力输出和污染排放。

燃烧室的工程研发具有学科集成度高、技术难度大、研发周期长、研制风险高等特点，其研发过程通常需要依赖大量的物理试验。

出于降低研制成本、缩短研制周期和减少对物理试验依赖的初衷，20世纪70年代以来，燃烧数值仿真技术被引入到航空发动机的工程设计和型号优化过程中，使得燃烧室设计由基于物理样机的试验设计方法逐步转向基于燃烧虚拟仿真的设计方法。

尤其是近年来，随着现代数学方法、计算机技术和燃烧仿真理论的迅速发展，燃烧数值仿真相关的物理、化学模型不断完善，使得数值仿真技术在航空发动机燃烧室工程研制过程中的作用日益突出，为燃烧室工程研制提供了新的技术手段。

图1 典型主燃烧室示意图2 加力燃烧室示意燃烧室数值仿真工程应用的背景燃烧室设计的关键问题燃烧室作为航空发动机动力的主要来源，其研制的过程受到了航空发动机研制机构的重点关注，通常在其工程设计过程中需要关注如下技术问题。

一是燃烧室气动热力性能评估与优化（如图3所示）。

主要关注主燃烧室和加力燃烧室的总压损失、燃烧效率、出口温度等气动热力性能参数，相关参数的评估和优化对航空发动机的综合性能有重要影响，必须在设计期间进行全面评估和优化。

图3 主燃烧室/加力燃烧室综合燃烧性能评估二是燃烧室点火、熄火与动态燃烧稳定性预测。

在工程设计过程中燃烧室的点火、熄火特性和动态燃烧稳定性，对发动机的使用包线、加速性和可靠性影响很大，工程分析与预测的方法并不完善，技术难度高，在设计中必须重点关注。

三是燃烧室构件装配与变形协调仿真及冷却、换热分析和强度寿命评估。

燃烧室构件冷态装配与热态变形协调，以及因高温引起的刚度、强度和寿命问题突出。

飞机燃油箱可燃性定量分析的燃油箱热参数计算方法研究

【ｅｏｓａｃｆｆｌｙｔｆｌａｋｆｍａｉｙｑａｔｔｅａｌｉｆｌａｋｔｒａｄｔＫｙｒ】ｉｒｔｅｓｅｕｎａｍｂｉｕｎｔｉｎｙｓｕｎｅｌａｗｄｒａｓｍ；ｅｔｌｕｌｔｉｖａｓ；ｅｔｈｍａａ
ＳｕｙｏｅＴａｋＴｈｒｌｔｄｆＦｕｌｎｅｍａＤａａＣａＣｌｆｎＭｅｈｄｏｔｌＵａｇｉｔｏｆｒ
ＡｉｃａｕｌＴｎ１ｍｍａｉｔａｔａｉｅＡｎｌｓｒｒｆＦｅａｋＦａｔｂｌｙＱｕｎｉｔａｙｉｉｔｖｓ
摘要：油箱热参数是飞机燃油箱可燃性定量分析的关键输入参数之一。依据燃油箱热量平衡方程，导得出了燃油箱两个热参数平衡温差燃推与热时间常数的定量关系式。基于该关系式，给出了燃油箱热参数的计算方法。此外，还介绍了燃油平均温度的两种获取方法：燃油箱热模型方法和燃油系统热特性飞行试验方法。关键词：飞机燃油系统；油箱可燃性定量分析；燃燃油箱热参数
ｍａａａｉｒｓｎｅ．Ｆｒｒｒ，ｎｏｋｎｓｏｅｈｄｏｂａｎｎｔｅｕｌｕｋｅｅａｕｅｒａｓｒｓｎｅｉｔｉｐｒＦｅＴａｋｌｄｔｓｅｅｔｄｐｕｔｍｏｅｈｅｖｉｄｆｍｔｏｓｆｒｏｔｉｉｇｈｆｅｂｌｔｍｐｒｔｒａｅｌｐｅｅｔｄｎｈｓｐａｅ：ｕｌｏｎＴｈｒａＭｏｅｅｈｄａｄＦｅｙｔｍＴｈｒｌｌｈｓｅｍｌｄｌＭｔｏｎｕｌＳｓｅｅｍａＦｉｔＴｅｔｇＭｅｈｄｔｏ

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。

由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。

为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。

在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。

下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。

一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。

在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。

我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。

目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。

基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。

二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。

传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。

对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。

采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。

三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。

高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。

在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。

一个案例让你知道飞机燃油系统仿真的奥秘

⼀个案例让你知道飞机燃油系统仿真的奥秘案例分析：地⾯加油在模型上运⾏稳态仿真后，报告初始流量结果并显⽰如下。

边界条件如预期显⽰预设的值。

所得结果极为有趣：流量分流到左侧、中央和最右侧的油箱。

离加油端⼝最近的左侧油箱接收到的流量明显多于最右侧的油箱，如不加以控制，可能导致失衡，出现危险。

接下来考虑系统中的绝对压⼒结果。

从图中可明显看出流量为何失衡。

加油管路中的较⼤压降导致了流量差异，这是有问题的。

这些结果还显⽰加油⼝的背压为 33.56 pisa，可提供所需的加油量 500 gpm。

了解这⼀情况对之后的分析来说⾮常重要。

要了解系统中的主要压⼒损失，应检查压差结果。

这些都表明，应对加油⼝和滤⽹组件进⾏极为严格的限制。

另外，左⼿侧的加油管路输送的燃油量是右⼿侧的两倍以上，这就导致左侧和中央油箱之间的压⼒损失更多。

最后，到每个油箱进⼝处的燃油滤清器都存在较⼤的压⼒损失，但由于流量失衡，该损失的值从左侧变到右侧。

既然已获取了初始稳态结果，并⾼亮显⽰了单⾯加油时存在潜在的流量失衡问题，那么可以再次使⽤Flowmaster 执⾏“假设分析”情境来确定可能的解决⽅案。

从最后⼀次的分析可以看出，左侧油箱的加油速度远远快于其他两个油箱。

这很好理解，因为从加油嘴到左侧油箱的管路远远短于其他两个油箱，因此压降更⼩。

所以增加到左侧油箱的流量限制是合乎逻辑的，问题是要增加多少。

可以采⽤多种⽅法增加流量限制，其中包括在管路中增加定流孔或⽂⽒管、调整管路尺⼨或主动控制进⼝阀位置。

由于系统尚处在设计阶段，所以可随着设计的进展，先找到正确的损耗系数，然后确定达到该压降的正确⽅法，从⽽确定限制⼤⼩。

因此，在离散损失元器件中⽤于滤清器建模的压差⽆量纲表述作为流量函数的损耗系数将进⾏调整，以了解对系统的影响。

就是这个油箱⼊⼝前的绿⾊矩形。

在初始分析中，该元器件中的损耗系数设为 10。

现在将增加到 50。

将元器件损耗系数从 10 增加到 50 后，下图显⽰的压差结果显著上升，但已成⽐例地趋于接近，因进⼊模型的体积流量边界条件固定，这样就可能提供所需的更平衡的流量。

航空发动机燃油系统数值模型仿真与验证

式中：Ｋ为弹簧弹性系数，Ｋ＝８．３３５ｘ１０Ｎ／ｍ；Ａ为计
量活门有效面积，Ａ＝０．０００４１５４７５ｍ；Ｋｃ为计量活门流量压力系数，＝４．６９９ｘ１０；为液压无阻尼
６５４３２ｌＯ
４３
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Ｆｉｇ．２Ｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍｔｒａｎｓｆｅｒｍｏｄｅｌ
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图４试验系统连接示意图
Ｆｉｇ．４Ｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎｄｉａｇｒａｍ
ｍ：为稳态液动力系数。
当应急电磁阀、放油电磁阀同时工作时，无论电液伺
服阀控制电信号大小，都能使计量活门和分布器活门关闭，迅速切断供油。
４燃油系统仿真与验证
４．１燃油系统仿真
燃油系统仿真模型建立在上述各主要元器件数
图１航空发动机燃油系统仿真模型
Ｆｉｇ．１Ｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌ
第２期
徐
健等：航空发动机燃油系【统数值模型仿真与验证研究 — ＩＩ／１ｂ＿一／ｏ
固有频率， ∞ ＝５００４ｒａｄ／ｓ；为液压阻尼比，＝

通用油箱热模型的建模与仿真_兰江

（，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｉｎｅｅｒｉｎｇｇ，Ｂ）ＢｅｉｉｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓｅｉｉｎ１００１９１，Ｃｈｉｎａｊｇｙｊｇ：Ｈ，Ａｂｓｔｒａｃｔｅａｔｂａｌａｎｃｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌｅｕａｔｉｏｎｓｗｅｒｅｂｕｉｌｔｆｏｒｆｕｅｌｔａｎｋｗａｌｌａｓｉｎｓｉｄｅｑｇｅｎｅｒａｌｒｏｃｅｓｓｅｓ．ＴｈｅｎｔｈｅｆｕｅｌｔａｎｋａｎｄｆｕｅｌｂｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｃｏｍｒｅｈｅｎｓｉｖｅｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｇｐｙｇｐｌａｔｆｏｒｍｗｉｔｈＣ＃ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｏｆｆｕｅｌｔａｎｋｗａｓｆｕｒｔｈｅｒｄｅｖｅｌｏｅｄｏｎｔｈｅＦｌｏｗｍａｓｔｅｒｐｐｌａｎｕａｅ．Ｄｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｏｆａｆｕｅｌｓｓｔｅｍｗｅｒｅｓｕｂｓｅｕｅｎｔｌｅｒｆｏｒｍｅｄｏｖｅｒａｔｉｃａｌｇｇｙｙｑｙｐｙｐ，ｅｔｄｎａｍｉｃｃｕｒｖｅｓｏｆｆｕｅｌｍａｓｓｒｅｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｆｕｅｌｍａｓｓｆｌｏｗｒａｔｅａｎｄｆｕｅｌｒｏｆｉｌｅｔｏｆｌｉｈｔｇｙｐｇ，，ｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅａｎａｌｓｅｓｏｎｔｈｅｃｏｏｌｉｎａｂｉｌｉｔｏｆｆｕｅｌｃｏｕｌｄｂｅｃｏｎｄｕｃｔｅｄｔｅｍｅｒａｔｕｒｅｓｏｔｈａｔｑｙｇｙｐ，ａｎｄｔｈｅｎａｒｏｒｉａｔｅｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｍａｓｓｆｌｏｗｒａｔｅｓａｎｄｃｏｏｌｉｎｃａａｃｉｔｏｆｔｈｅｆｕｅｌｒａｄｉａｔｏｒｐｐｐｇｐｙｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｈｅａｔｌｏａｄｗｈｉｃｈｃａｎｂｅｃａｒｒｉｅｄａｗａｂｔｈｅｙｙｆｕｅｌｉｓａｂｏｕｔ５０ｋＷｏｆｔｈｉｓｆｕｅｌｓｓｔｅｍ．Ｆｏｒａｈｉｈｅｒｈｅａｔｌｏａｄｏｆ７０ｋＷ，ｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎｍａｓｓｙｇ／ｆｌｏｗｒａｔｅｓｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｓｕｌａｎｄｔｒａｎｓｏｒｔｔａｎｋｓ（ｆｒｏｎｔａｎｄｂａｃｋ）ａｒｅ０．３ｋｓａｎｄ０．１ｐｐｙｐｇ／，ｋｓａｎｄｔｈｅｃｏｏｌｉｎｃａａｃｉｔｏｆｔｈｅｆｕｅｌｒａｄｉａｔｏｒｉｓ１２ｋＷ．ｇｇｐｙ：ｆ；；ｄ；ＦＫｅｗｏｒｄｓｕｅｌｔａｎｋ；ｆｕｅｌｔｈｅｒｍａｌｍａｎａｅｍｅｎｔｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｌｏｗｍａｓｔｅｒｇｙｙ传统环境控制系随着飞机性能的不断提高，统中的空气循环制冷系统已经逐渐难以满足日益增长的制冷量需求．一方面，机载电子设备的数量和功率不断增加；另一方面，出于减小代偿损失和提高隐身性能的考虑，对冲压空气的使用限制越来越大．综合热管理系统成为解决这一矛盾的研

航空发动机数值仿真

汇报人：2023-12-01•引言•航空发动机基础理论•数值仿真方法•航空发动机数值仿真模型•数值仿真结果分析•结论与展望•参考文献目录引言研究目的和背景目的提高航空发动机的性能、可靠性和耐久性，降低维护成本，缩短研发周期。

背景航空发动机是一种复杂的热力机械系统，涉及高温、高压、高转速等极端条件下的流体动力学、热力学、材料力学等多学科领域。

研究现状和发展趋势研究现状数值仿真技术已成为航空发动机设计的重要手段，通过建立数学模型、利用计算机软件进行分析和优化。

发展趋势随着计算能力的提升，数值仿真技术将更加精细、准确，涵盖更多物理效应和影响因素，为发动机设计提供更全面的指导。

航空发动机基础理论航空发动机工作原理压缩过程涡轮膨胀空气经过压气机进行压缩，提高其压力和温度。

高温高压气体经过涡轮膨胀，驱动涡轮旋转。

吸入空气燃烧室尾喷管航空发动机通过涡轮风扇或压气机将空气吸入。

燃料与压缩后的空气混合并点燃，产生高温高压气体。

燃气在尾喷管中继续膨胀，以高速排出，产生推力。

压气机用于压缩吸入的空气。

燃烧室燃料与空气混合并点燃。

涡轮驱动转子旋转，消耗燃气中的能量。

尾喷管将燃气以高速排出。

推力航空发动机产生的力，通常用牛顿表示。

马力航空发动机产生的功率，通常用马力表示。

比油耗单位重量的燃料产生的推力，通常用克/牛顿表示。

涡轮进口温度燃烧后涡轮前的温度，通常用摄氏度表示。

数值仿真方法有限元法定义有限元法是一种将连续的求解域离散化为有限个单元体的数值方法。

应用范围广泛应用于结构力学、热传导、流体动力学等领域。

特点能够处理复杂形状和边界条件，对多物理场耦合问题有较好的适应性。

有限差分法是一种用差分近似代替微分的方法，将连续的求解域离散化为网格。

定义主要用于解决偏微分方程和积分方程。

应用范围简单直观，易于编程实现，适用于解决规则的问题。

特点定义有限体积法是一种将连续的求解域离散化为有限个控制体积的方法。

应用范围广泛应用于流体动力学、传热学等领域。

燃油喷射特性数值模拟与实验验证

１１０ｒａｍ，高度１１０ｍｍ。顶盖与缸体用螺栓连接，喷油器置于顶盖中央。定容室内介质为氮气，气源由高压氮气瓶供给，定容室内压力可由环境压力调节至３．５ＭＰａ，温度为室温２９８Ｋ。燃油喷射系统由ＢＱ喷油泵、三相交流电机、燃油箱、高压油管以及喷油器所组成。喷油嘴为单孔式喷嘴，喷孔长度为０．８５ｍｍ，喷孑Ｌ直径分别为０．１８ｍｍ、０．２４ｍｍ、０．３０ｒａｍ，针阀升程为０．３ｍｍ。实验采用ＫｏｄａｋＭｏｔｉｏｎＡｎａｌｙｚｅｒＳＲ—Ｃ高速数码摄像机，图像分辨率６４０乖４８０像素，曝光速度１００００幅／ｓ。
４喷雾基本形态分析
图５是在喷油泵转速１０００ｒ·ｍｉｎ～，喷孔直径０．２４ｒａｍ，启喷压力１５ＭＰａ，背压为大气压时，燃油喷雾发展历程的高速摄像图片和模拟计算结果的对比情况，左边一组是摄影照片，右边一组是模拟计算图。
图５喷雾形态扩展图从模拟计算结果来看，喷雾在形体和宏观尺寸上与实拍照片基本吻合，可以验证模型建立的正确性，下面将采用此模型对喷雾影响因素进行分析。
ｇａｓｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｃｙｌｉｎｄｅｒａｎｄｔｈｅｄｉａｍｅｔｅｒｏｆｎｏｚｚｌｅｈｏｌｅｏｎｔｈｅｓｐｒａｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｓ，ｔｈｅｇｅｎｅｒａｌｋｎｏｗｌｅｄｇｅａｂｏｕｔｔｈｅｓｐｒａｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｓｕｃｈａｓｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｅｌｅｎｇｔｈａｎｄ
万方数据
第２期
王谦等：燃油喷射特性数值模拟与实验验证
４５
近结构喷嘴实验中观察到的结果比较图，可以看到，模拟结果与实验有较好的一致性。
图２计算结果和实验图片的对比图

某型飞机燃油系统数值建模方法与仿真分析

维普资讯
第２７卷第５期
２００７年１０月
飞
ＡＩＲＣＲＡＦＴＤＥＳＧＮＩ
Ｖ０１２．７Ｎｏ．５
Ｏｃｔ
２ｏ０７
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
文章编号：１７ — ５９２０）５０６－７６３４９（０７０－０５０
①发动机空中停车多数发生在高空（＞８０Ｈ１００
ｍ低速飞行时。在这种飞行条件下，雷诺数很）
小，压气机特性图的喘振边界线向右下方移动，
失事事故在文献［］３中屡见不鲜。文献［］１一［］４
中提供数据针对某型飞机表明自１６９４年０６月到
某型飞机燃油系统数值建模方法与仿真分析
冯震宙，高行山，刘永寿，岳珠峰
（西北工业大学工程力学系，陕西西安７０７）１０２摘要：基于Ｆｏｍｓｒｌｗａｔ２软件建立了某型飞机燃油系统的整体仿真模型，并进行了瞬态和稳态分析。在瞬态ｅ
（ｅａｍｅｔｆｎｉｅｉｇＭｅｈｎｓｏｔｗｓｒｏｙｃｎｃｌｎｖｒｔ，Ｄｐｒｎｇｎｒｃａｉ，ＮｒｅｔｎＰｌｅｈｉｉｓｙｔｏＥｅｎｃｈｅｔａＵｅｉ
Ｘｎ１０２ｈｎ）ｉ７０７，Ｃｉａａ
ｒｅｙｔｍ．ｕｌｓｓｅ
Ｋｅｒｙｗｏｄｓ：ａｒｌｅｆｅｓｓｅ；ｓｍｕａｉｎ；ｆｏｉａｕｌｙｔｍｐｎｉｌｔｏｌｗｍａｔｒｓｅ２；ｔａｓｅｔｔｔｎｌｓｓｓｅｄｓｔｒｎｉｎｓｅａａｙｉ；ｔａｙｔｅａａｎｌｓｓａａｙｉ

航空发动机的热力学性能参数建模与仿真

航空发动机的热力学性能参数建模与仿真航空发动机是现代航空运输系统中不可或缺的关键组件。

热力学性能参数的建模与仿真在航空发动机的设计和优化中起着至关重要的作用。

本文将重点探讨航空发动机的热力学性能参数建模与仿真的相关内容，包括热力学性能参数的定义、建模的基本原理和方法、仿真技术的应用以及未来的发展趋势等。

热力学性能参数是评估航空发动机性能的重要指标，它们描述了发动机在工作过程中能量转化和损失的情况。

常见的热力学性能参数包括燃烧室温度、压力比、排气温度、推力以及热效率等。

这些参数的精确建模是确保发动机性能和可靠性的关键。

热力学性能参数的建模通常基于热力学理论和实验数据。

热力学理论提供了分析和计算热力学性能参数的基本原理，而实验数据能够验证和改进模型的准确性。

建模的过程通常包括参数的选择、建立数学模型、求解和验证。

在热力学性能参数建模中，常用的方法之一是利用理论分析和计算来推导参数的数学表达式。

这种方法可以通过建立发动机的数学模型来研究不同工况下参数的变化规律，进而优化发动机的设计和控制策略。

例如，通过使用相似原理和经典的热力学方程可以推导出排气温度与排气质量流量、环境压力等参数的关系。

这些数学表达式可以用于仿真和优化发动机的性能。

另一种常用的方法是利用实验数据来建立热力学性能参数的模型。

实验数据可以通过试车台测试、飞行试验或者其他实测手段获得。

通过分析实验数据，可以得到参数之间的定量关系，进一步建立数学模型。

例如，通过对发动机在不同工况下的测试数据进行回归分析，可以得到燃烧室温度与燃烧压力、进气温度、燃气流量等参数之间的关系。

这种方法可以提高模型的准确性和可靠性，但需要大量的实验数据来支持模型的建立。

与热力学性能参数的建模相伴随的是仿真技术的广泛应用。

仿真技术可以通过运用数学模型来模拟和预测发动机在不同工况下的性能表现。

通过仿真，可以快速和经济地评估不同设计方案的性能，优化发动机的工作过程，并提高设计效率。

航空发动机燃油系统的仿真与优化设计

航空发动机燃油系统的仿真与优化设计随着航空业的不断发展和技术进步，航空发动机的燃油系统也变得越来越复杂，其性能与可靠性对整个飞机的安全和经济性都有着重要的影响。

在航空发动机设计中，燃油系统是其中一个关键的系统，其设计优化也是非常重要的。

因此，采用仿真技术对燃油系统进行优化设计，已经成为了一种主流的方法。

一、航空发动机燃油系统的组成航空发动机燃油系统主要由燃油供应系统、燃油喷射系统、燃油燃烧系统和燃油管理系统等组成。

其中，燃油供应系统主要负责将燃油从油箱输送到燃油喷射系统中，而燃油喷射系统则负责将燃油喷射进入燃烧室中，燃烧后产生动力。

燃油管理系统则是对燃油进行管理控制的系统，包括燃油油量、供应等参数的控制。

二、航空发动机燃油系统仿真的重要性在航空发动机的设计过程中，针对燃油系统的优化设计是非常关键的。

通过使用仿真软件对燃油系统进行仿真与模拟，可以有效的优化燃油系统的设计，提高燃油系统的性能和可靠性。

首先，通过仿真分析可以得出燃油系统的参数，例如：燃油流量、燃油压力、燃油温度等参数。

这些参数对于设计燃油系统来说非常重要，通过优化这些参数可以提高燃油系统的效率和可靠性，同时减少能源浪费和对环境的影响。

其次，通过仿真软件可以对燃油喷射系统进行优化设计。

例如：采用不同的喷油器材质和结构、喷雾角度的改变等来改善燃油的喷射效果，不仅可以提高燃油的利用率，减少排放和噪音，还可以提高燃烧效率，减少燃油消耗和降低运行成本。

另外，通过仿真可以对燃油系统中的任何一个组件进行维护和升级。

例如：可以检查燃油油泵、燃油高压泵、燃油喷油嘴等配件的有效性和安全性，对其进行修理或升级，以确保发动机长期稳定、安全的运行和最佳性能。

三、航空发动机燃油系统仿真的优势与传统的试验方法相比，采用仿真技术来优化燃油系统设计有着许多优势，包括：1. 时间和成本的节约在航空发动机设计中，通过实验检测来测试不同的燃油系统设计可能需要花费巨额资金和数月时间。

民用飞机燃油箱系统热模型分析研究

ｂｏｔｈｇｕｉｄｅｔｈｅｄｅｓｉｇｎｏｆａｉｒｃｒｆｔａｆｕｅｌｔａｎｋｓａｎｄｐｒｏｖｉｄｅｓｏｍｅｔｅｃｈｎｉｃａｌｓｕｐｐｏｔｒｆｏｒａｉｒｗｏｔｈｒｉｎｅｓｓ．
摘要：
飞机燃油箱系统热分析是飞机燃油系统设计和适航取证的关键技术之一。首先对燃油箱热模型分析方法进行了阐明，然后在典型热天环境中（地面温度为３２７Ｋ）对一种典型民用飞机燃油箱结构的热参数进行了工程计算研究。研究表明，外翼油箱、机身油箱以及集油箱内燃油温度分布不均匀；各油箱燃油温度在地面状态均高于巡航状态；燃油的最高温度时刻出现在地面终了状态，而且最高点位置出现在集油箱内。研究结果既可以指导飞机燃油箱设计，也可以为飞机燃油系统的适航取证提供一定技术支持。关键词：燃油系统；民用飞机；热模型；蒙特卡罗［Ａｂｓｔｒａｃｔ］Ｔｈｅｒｍａｌｍｏｄｅｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｆｕｅｌｔａｎｋｉｓａｋｅｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎａｎｄａｉｒ－
ｔａｎｋａｎｄｃｏｌｌｅｃｔｏｒｔａｎｋａｒｅｖａｉｅｒｄ．Ｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｔｈｅｇｒｏｕｎｄｓｔａｔｅｉｓｈｉｇｈｅｒｔｈａｎｔｈｅｃｒｕｉｓｅ．Ｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｔｅｎ－

机翼油箱内燃油温度场的数值模拟

同时,会有空气从油箱通气系统进入油箱,本文选取
VOF模型模拟油箱内燃油油量的变化过程。所谓
VOF模型，是一种在固定的欧拉网格下的表面跟踪
方法，它的基本原理是通过构造一个流体体积分数
函数来跟踪每个单元网格内的流体量 ,并根据这个
函数值和导数值构造自由面形状,体积分数函数％
为第q相流体所占有的体积与该单元的体积之比,
黑计;研彗密.| 2020 Jf■第2期
Design ^Research&Anafysis ■
机翼油箱内燃油温度场的数值模拟
郝毓雅，夏树丹
(中国飞行试验研究院发动机所，陕西西安710089)
摘要：为了计算机翼油箱内燃油温度场的分布随燃油消耗的变化情况,建立了机翼油箱内燃油温度的传热模型和
油箱燃油消耗的两相流模型，计算了不同飞行高度、马赫数和机翼油箱输油速率条件下燃油温度场的分布情况，并
中过渡的扩散产生的波动，巾和叭分别是方程中的
S 湍流普朗特数, 上和氏是自定义的。Cle = 1.44,C2e 二 1・ 92,C“二 0. 09,6 二 1 S 二 1. 3。
1.5 VOF模型本文对不同飞行条件下油箱内燃油温度分布的
计算,除了用到基本方程和湍流模型外，还需用到两
相流模型，因为在输油泵将燃油从油箱输送岀去的
1.2 动量方程
动量守恒方程简称动量方程,又称运动方程,它
实质上是牛顿第二定律,它的微分形式表达为:
div(昭方)=div(7/gradzz.) + S% -薯⑵
1.3 能量方程能量守恒方程简称能量方程，它的表达为:
+ div(p^T)二 div^gradr) + ST
cp
(3)
1.4 标准K-S模型

航空器发动机燃烧及传热特性数值模拟研究

航空器发动机燃烧及传热特性数值模拟研究随着航空业的发展，航空器发动机的效率和可靠性越来越受到关注。

其中，燃烧和传热过程是航空器发动机的核心问题之一。

为了提高航空器发动机的性能和稳定性，近年来，航空器发动机燃烧及传热特性数值模拟研究逐渐成为研究热点。

一、航空器发动机燃烧特性数值模拟研究航空器发动机的燃烧过程是整个发动机运作的核心，对发动机的性能和稳定性有着决定性的影响。

因此，研究航空器发动机的燃烧特性是非常必要的。

燃烧特性数值模拟研究常用的方法是计算流体力学（CFD）。

CFD是一种基于数学模型和计算机仿真的方法，可以模拟流体运动和传热过程。

通过CFD模拟，可以分析航空器发动机燃烧室内的流动、燃烧、烟气等物理过程，还可以预测燃烧产物和燃烧效率等重要参数。

二、航空器发动机传热特性数值模拟研究除了燃烧过程，传热过程也是航空器发动机的重要组成部分。

传热过程包括冷却、散热、加热等多种形式，对于提高航空器发动机的效率和稳定性也有着至关重要的作用。

传热特性数值模拟研究可以通过CFD方法进行。

在航空器发动机中，传热技术主要包括背板冷却、燃烧室冷却、涡扇叶片冷却等多种形式。

通过传热特性数值模拟研究，可以分析各种传热过程的效率、热稳定性、影响因素等参数，并对其进行预测和优化，从而提高发动机的性能和稳定性。

三、航空器发动机燃烧和传热数值模拟研究进展目前，航空器发动机燃烧和传热特性数值模拟研究已经在世界范围内得到广泛的应用。

航空器发动机制造商和研究机构纷纷采用数值模拟技术进行设计优化和性能测试。

例如，波音公司采用CFD技术对其747飞机的涡扇发动机进行了燃烧和传热数值模拟测试，结果显示，该设计方案可以在降低发动机重量和提高效率的同时保证发动机的稳定性和可靠性。

此外，欧洲航空制造商空中客车公司也采用数值模拟技术进行发动机燃烧和传热测试。

在其A320neo飞机的发动机测试中，采用了最新的CFD技术，可以预测发动机的燃烧效率和传热稳定性等参数。

航空发动机热力特性模拟与分析研究

航空发动机热力特性模拟与分析研究航空发动机，作为飞机的心脏，承担着提供动力的关键任务。

在设计和制造过程中，研究发动机的热力特性是必不可少的环节。

本文将通过对航空发动机热力特性的模拟与分析研究，探讨其工作原理、热力循环和性能参数的影响因素，以及如何提高其效率与可靠性。

首先，我们将介绍航空发动机的工作原理。

航空发动机是通过将燃料和空气混合并燃烧产生高温高压气体，利用喷气推力来推动飞机前进的机械装置。

其基本原理是通过压缩空气、燃烧燃料和排出废气的循环过程来实现。

在压气机中，流经发动机的空气被压缩并加热，随后与燃料混合并燃烧，产生高温高压气体，从而驱动涡轮转动。

涡轮通过连接在一起的轴向作用于压气机和飞行器上，产生推力，推动飞机前进。

其次，我们将讨论航空发动机的热力循环。

航空发动机的热力循环可以通过理想化的布雷顿循环来描述。

这种循环模型用于分析发动机的效率和性能，是热力特性模拟与分析的重要基础。

布雷顿循环由四个过程组成：压缩过程、燃烧过程、膨胀过程和排气过程。

在压缩过程中，空气被压缩，温度和压力升高；在燃烧过程中，燃料被注入，并在高温高压条件下燃烧，产生高温高压气体；在膨胀过程中，高温高压气体驱动涡轮转动，产生功；在排气过程中，废气被排出发动机。

通过对布雷顿循环进行热力特性模拟与分析，我们可以了解发动机在不同工作状态下的热力性能，从而优化设计和提高效率。

在航空发动机热力特性的研究中，性能参数也是一个重要的研究内容。

性能参数包括了比推力、比功率、压比和效率等。

比推力是指单位质量气体流出的动力，是衡量发动机推力大小的指标。

比功率是指单位质量气体流出的功率，是衡量发动机强度的指标。

压比是指涡轮出口总压和进口总压的比值，是衡量发动机性能的指标。

效率是指发动机将燃料的化学能转化为机械能的能力，也是衡量发动机性能的重要指标。

通过对这些性能参数的研究与分析，我们可以了解发动机当前的工作状态，并通过优化设计与控制手段来提高发动机的效率和可靠性。

航空发动机燃油系统数值模型仿真与验证

航空发动机燃油系统数值模型仿真与验证徐健;王淑云;吴小刚;陈庆安【摘要】以航空发动机燃油系统为研究对象，简要介绍了燃油系统的工作原理，建立了燃油系统主要组成单元计量活门、电液伺服阀、等差活门的数学模型。

并在Matlab/Simulink环境下，构建了整个燃油系统的仿真模型。

通过在试验器上进行的燃油系统与电子控制器的联合调试试验，对仿真结果进行验证。

仿真与试验结果的对比表明：所建模型的仿真结果与试验结果吻合较好，基本符合设计要求，能反应燃油系统的实际工作情况。

%Taking an aero-engine fuel system as the researching object, the main components of the fuel system metering valve unit, electro-hydraulic servo valves, valve characteristic parameters and arithmetic works were analyzed with mathematical models. In the Matlab/Simulink environment, the mathematical models of the key elements and the entire fuel system were established. The calculation was validated with the testing data of different fuel system at the actual working conditions. It can be found that the model simu⁃lation results are good agreement with the experimental results, and the model can meet the design require⁃ments.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】4页(P41-44)【关键词】航空发动机;燃油系统;数值模型;试验;仿真:Simulink【作者】徐健;王淑云;吴小刚;陈庆安【作者单位】海军驻沈阳地区发动机专业军事代表室，沈阳110043;沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司，沈阳110043;沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司，沈阳110043;沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司，沈阳110043【正文语种】中文【中图分类】V233.2与其他热力透平机械相比，航空发动机具有结构紧凑、效率高、质量轻、运行平稳、可靠性高、起动快、能快速适应负荷需求变化等特点。

民用飞机燃油箱可燃性评估方法研究

民用飞机燃油箱可燃性评估方法研究温博;陆中【摘要】民用飞机燃油箱可燃性评估是民机燃油系统适航符合性验证的重要内容.美国联邦航空管理局(FAA)对燃油箱可燃性评估方法进行了深入研究与解读,分析了飞机燃油箱可燃性影响因素,明确了燃油箱可燃性相关参数计算方法,给出基于蒙特卡罗仿真的民用飞机燃油箱可燃性评估流程.该程序以蒙特卡罗仿真为基础,通过随机模拟生成飞行航段中各时间增量的燃油温度,以燃油温度是否在燃油可燃性上、下限之间作为该时间增量内燃油箱可燃的评判标准,求得燃油箱可燃时间,进而求得燃油箱可燃性暴露率.【期刊名称】《中国民航大学学报》【年(卷),期】2016(034)002【总页数】5页(P6-9,14)【关键词】适航审定;燃油闪点;可燃性上下限;燃油箱可燃性【作者】温博;陆中【作者单位】南京航空航天大学民航学院,南京211106;南京航空航天大学民航学院,南京211106【正文语种】中文【中图分类】V288.1+1安全性是民用飞机的重要属性，飞机燃油箱爆炸会对飞机安全产生重大威胁。

据机舱安全研究技术小组对1966到2009年间全世界3 726起飞机事故资料的统计，共有370起事故是由于飞机燃油箱的破裂、燃烧爆炸而引起的［1-2］。

这些事故发生在飞机爬升、滑行、下降、巡航和着陆等各个飞行阶段。

燃油箱可燃性暴露率是评估民用飞机燃油箱安全性的重要参数［3-5］，FAA颁布的燃油箱可燃性评估方法是目前评估燃油箱可燃性暴露率的主要工具。

该方法通过建立一个比较型模型来确定某一特定机队或飞机燃油箱的潜在可燃性。

国内已经对FAA的燃油箱可燃性评估方法开展了初步研究［6-9］，但是对于该模型中每一个重要参数的具体计算方法与总体评估流程，目前文献尚未详细给出，本文将在这2个方面进行深入研究，给出相关参数计算方法与详细评估程序，为设计人员开展分析工作提供指导。

燃油箱可燃性评估模型将模拟的每一次飞行分为多个时间增量，通过对每一个时间增量的燃油温度与可燃性上、下限进行比较，进而判定每一个时间增量的燃油箱可燃性。