变循环发动机性能数值模拟
3外涵变循环发动机循环参数匹配模拟
中图分类号 ：ｖ ２ ３ １ ． １ ＋ ２ 文献标识码 ： Ａ ｄ ｏ ｉ ： １ Ｏ ． １ ３ ４ ７ ７ ￣． ｃ ｎ ｋ ｉ ． ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ． ２ ０ １ ６ ． ０ ６ ． ０ ０ ８
Ｍａ ｔ ｃ ｈ ｉ ｎ ｇ Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｎ Ｃｙ ｃ ｌ ｅ Ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｏ ｆ Ｔｒ ｉ ｐ ｌ ｅ Ｂｙ ｐ ａ ｓ ｓ Ｖａ ｒ ｉ ａ ｂ ｌ ｅ Ｃｙ ｃ ｌ ｅ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ
Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｔ ｉ ｒ ｐ ｌ ｅ ｂ ｙ ｐ ａ ｓ ｓ ｖ ａ ｉ ｒ ａ ｂ ｌ ｅ ｃ ｙ ｃ ｌ ｅ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ｃ ａ ｎ ｍａ ｋ ｅ ｂ ｙ ｐ ａ ｓ ｓ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ａ ｄ ｊ ｕ ｓ ｔ ｉ ｎ ｇ ｒ ａ ｎ ｇ ｅ ｂ ｒ ｏ ａ ｄ ｅ ｒ ， ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ｅ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｐ ｅ ｆ ｒ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ｉ ｎ ａ ｌ ｌ
基于iSIGHT的变循环发动机性能优化_黄红超
基于iSIGHT 的变循环发动机性能优化黄红超王占学刘增文蔡元虎（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）A Numerical simulation system of the variable cycle enginesHUANG Hong-chao ，WANG Zhan-xue ，LIU Zeng-wen ，CAI Yuan-hu（College of Power and Energy ，Northwestern Polytechnical University ，Xi ’an 710072，China ）文章编号：1001-3997（2012）02-0217-02【摘要】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。
关键词：变循环发动机；性能仿真；iSIGHT【Abstract 】A structure layout and operation mechanism of VCE were analyzed.And the software of VCE performance simulation has been developed by means of employing Object-Oriented Design （OOD ）software engineering method and C++programming language.Based on iSIGHT optimization platform,some parameters at design point were chosed to satisfy the requirements of VCE .The VCE simulation results showed that the control schedules based on inlet temperature of fan can optimize VCE performance in the whole engine operation envelop despite multi-variables and complicated work conditions of VCE .Key words ：Variable cycle engines ；Numerical simulation ；iSIGHT中图分类号：TH16，V231文献标识码：A＊来稿日期：2011-04-041引言近年来，战斗机正朝多用途、宽包线方向发展，这一发展趋势，促使研究者提出变循环发动机（Variable Cycle Engine ，VCE ）的概念，将高、低涵道比发动机的优势合二为一，通过改变发动机部件的几何形状、尺寸或者位置来调节其热力循环参数，使得发动机在各种工作条件下都具有最佳的热力循环，从而对飞行速度和高度具有良好的适应性。
某车辆发动机燃烧过程的数值模拟
某车辆发动机燃烧过程的数值模拟随着科技的不断发展，数值模拟在各行各业中起到了越来越重要的作用。
特别是在汽车工程领域，数值模拟可以帮助工程师们更好地理解发动机的燃烧过程，优化设计，提高燃烧效率，减少尾气排放。
本文将探讨某车辆发动机燃烧过程的数值模拟。
对于某车辆的发动机燃烧过程，我们需要了解燃烧室结构、燃烧物理过程以及燃料与空气的混合情况。
数值模拟主要依靠计算流体力学（CFD）方法对这些过程进行模拟。
但在进行数值模拟之前，我们需要准备发动机的几何模型和网格划分。
首先，我们需要根据实际的发动机结构创建几何模型。
几何模型的创建需要考虑到各个部件的尺寸、几何形状以及连接方式。
这些参数可以通过测量实际发动机的尺寸和结构，利用计算机辅助设计软件进行建模，并进行必要的修正和调整。
接下来是网格划分。
网格划分是指将几何模型划分为离散的小单元，以便于数值计算。
合适的网格划分可以提高计算的精度和效率。
在划分网格时，需要根据模拟的需求进行选择。
对于发动机燃烧过程的数值模拟，需要将燃烧室和进气道等部分进行细化，以准确捕捉其中的细节和特征。
完成几何模型和网格划分后，我们可以开始进行数值模拟。
数值模拟通常分为流动场计算和燃烧过程计算两个步骤。
在流动场计算中，我们需要解决动量、能量和质量守恒的方程。
通过求解这些方程，我们可以得到发动机内部的流动情况，包括压力、速度、温度等参数。
流动场计算中，我们需要考虑到各个内部和外部的边界条件，如进气口、排气口和燃料喷射器等。
在燃烧过程计算中，我们需要考虑到燃料的化学反应和能量释放。
这一部分的计算需要考虑到燃料的燃烧速率、燃烧温度和燃烧产物的生成情况。
这些参数可以通过实验数据或者计算化学动力学模型得到。
在进行燃烧过程计算时，我们还需要考虑到燃烧产物的传输和扩散过程，以更准确地描述发动机内部的燃烧特性。
通过数值模拟，我们可以得到发动机的燃烧特性和性能指标，如燃烧效率、功率输出和尾气排放等。
这些数据可以帮助工程师们更好地评估发动机设计的优劣和改进方向。
变循环发动机建模及仿真分析
变循环发动机建模及仿真分析
黄锐;唐世建;董海滨;刘伟
【期刊名称】《机械制造与自动化》
【年(卷),期】2022(51)5
【摘要】考虑发动机容腔的质量和能量储能效应,建立容腔压力和温度微分方程;基于容积动力学法建立变循环发动机动态数学模型。
采用欧拉法对微分方程进行求解,不进行迭代获取容腔的压力和温度参数。
考虑变循环发动机不同工况下引放气比例,建立空气系统模型,其调节关系由发动机控制计划给出。
数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型可以实现工作模式切换,在低空亚声速巡航时表现出低耗油率的特性,而在高空超声速巡航时表现出高推力的特性;同时单外涵模式地面加力仿真结果较为准确,这为后续具有工程实用性模型的建立打下了基础。
【总页数】5页(P144-148)
【作者】黄锐;唐世建;董海滨;刘伟
【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院
【正文语种】中文
【中图分类】TP391.9
【相关文献】
1.补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究
2.变循环发动机部件法建模及性能仿真
3.基于微分算法的变循环发动机控制器建模研究
4.某型大推力氢氧补燃循环发动机建模仿真
5.变循环发动机中倒流现象的稳态建模与仿真
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发动机燃烧过程的数值模拟方法
发动机燃烧过程的数值模拟方法发动机作为现代交通工具的核心部件，发挥着关键性的作用。
为了提高燃烧效率和节能减排，工程师们需要深入了解发动机燃烧过程，以便进行优化设计。
传统的试验方法费时费力且成本高昂，因此，数值模拟成为了研究发动机燃烧过程的重要手段之一。
本文将介绍一些常用的发动机燃烧过程数值模拟方法。
数值模拟方法是利用计算机仿真技术对发动机燃烧过程进行建模和模拟的过程。
在进行数值模拟之前，首先需要对发动机的几何结构进行建模，包括活塞、缸套、气门等各个部件。
然后，需要确定燃烧室的边界条件，如进气口和排气口的压力、温度等参数。
接下来，选择适当的数值方法和模拟软件，对燃烧过程进行模拟和计算。
在发动机燃烧过程的数值模拟中，最常用的方法包括有限元法（Finite Element Method, FEM）、有限差分法（Finite Difference Method, FDM）和有限体积法（Finite Volume Method, FVM）等。
有限元法是一种将复杂连续体划分为离散的小单元进行计算的方法。
将发动机燃烧室分割为微小的单元，利用连续体力学和热力学原理，计算每个单元内部的压力、温度和速度等物理量，并通过单元之间的连接关系，获得整个燃烧室的状态。
有限元法的优点在于能够准确地描述发动机内部复杂的流动和燃烧现象，适用于高精度的数值模拟。
有限差分法是将求解区域划分为网格，通过逐点逐个计算的方式，求解偏微分方程。
在发动机燃烧过程的数值模拟中，常用有限差分法对流体的动量、能量守恒以及质量守恒等方程进行离散求解。
有限差分法的优点在于数值计算简单直观，容易理解和实现，但对于复杂的流动和燃烧现象模拟能力有所限制。
有限体积法是将求解区域划分为离散的控制体积，通过在每个控制体积内求解质量守恒、动量守恒和能量守恒等方程，获得流场的分布。
有限体积法在发动机燃烧过程的数值模拟中得到了广泛应用，特别是在包含复杂边界条件和非均匀网格的情况下。
汽车发动机排放特性的数值模拟与优化研究
汽车发动机排放特性的数值模拟与优化研究随着汽车行业的不断发展，人们对汽车发动机的性能要求也越来越高。
其中，排放特性是汽车发动机一个重要的性能指标。
为了更好地理解和优化汽车发动机排放特性，数值模拟成为一种重要的研究手段。
本文将探讨汽车发动机排放特性的数值模拟与优化研究，并介绍一些相关研究的最新进展。
一、数值模拟在汽车发动机排放特性研究中的应用数值模拟是一种通过计算机模拟实际现象的方法。
在汽车发动机排放特性研究中，数值模拟可以通过数学模型和计算方法，对发动机的燃烧、混合气、尾气等关键过程进行模拟和分析。
1.1 燃烧过程的数值模拟燃烧是汽车发动机最重要的过程之一。
通过数值模拟，可以计算和分析燃烧过程中的温度、压力、物质转化等关键参数。
同时，通过不同参数的调整和优化，可以提高燃烧效率，降低排放物的产生。
1.2 混合气的数值模拟混合气的形成和分布与汽车发动机的性能和排放直接相关。
通过数值模拟，可以对混合气的流动和分布进行模拟和优化研究。
通过优化混合气的形成和分布方式，可以提高燃烧的充分性，减少不完全燃烧的产生，从而降低有害气体的排放。
1.3 尾气的数值模拟尾气中含有大量的有害气体，如一氧化碳、氮氧化物和颗粒物等。
通过数值模拟，可以计算和分析尾气中有害气体的生成机理和分布特性。
同时，通过优化燃烧过程和排气系统的设计，可以减少有害气体的产生和排放。
二、汽车发动机排放特性数值模拟与优化研究的挑战虽然数值模拟在汽车发动机排放特性研究中具有重要的应用前景，但也面临一些挑战。
2.1 模型建立的复杂性汽车发动机是一个复杂的系统，其排放特性受到多种因素的影响。
为了进行准确的数值模拟，需要建立包含燃烧、混合气和排气等各环节的细致模型。
这需要大量的实验数据和专业知识的支持。
2.2 计算量的庞大由于汽车发动机的复杂性，进行排放特性的数值模拟需要大量的计算资源和时间。
要解决这一问题，需要发展高效的数值算法和优化方法。
2.3 实验数据的验证和校准数值模拟的结果需要与实验数据进行验证和校准。
STOVL型战斗机变循环发动机性能数值模拟
图 １ 带升力风扇的变循环 推进 系统
Ｆ ｇ １ Ａ ｖ ｒ ｂ ｅｃ ｃｅ ｐ ｏ ｕ ｓ ｎ ｗｉ ｅ ｌ ａ ｉ． ａｉ ｌ ｙ ｌ ｒｐ ｌｉ ｔ ｔ ｉ ｆ ｎ ａ ｏ ｈｈ ｆ ｔ
收稿 日期 ： １ — ５—１ ２ １ ０ ０ ０
基金项 目： 自然科学基金资助项 目（１０１９ ； 国家 ５１６７ ）空军工程 大学研究生创新基金资助项 目（ Ｘ０００ ） Ｄ ２ １１４ 作者 简介 ： 张海明（９４ ， ， １８ 一）男 福建漳州人 ， 硕士生 ， 主要从 事推进 系统气动热力理论与工程研究 ．
调整 尾喷 管喉 道 、 式选 择 阀门 （ ｏｅｓｌｃ ｒｖｌｅ 模 ｍ ｄ ｅ ｔ ａ ） ｅｏ ｖ
扇 喷 管
控 制喷 管
和低压涡轮导 向器面积 （ ．， Ａ ） 改变发动机热力循环 过程 ， 使发动机 在海平 面静止状态 （ ｅ ｅｅ Ｓ ｔ ， ＳａＬｖｌ ｔｉ ａｃ
Ｓ Ｓ 与 Ｓ Ｏ Ｌ状态之 间 的转 换 ， Ｌ） ＴＶ 以实现 发动机 的变循
第１ ２卷第 ６期
２１ ０ １年 ｌ ２月
空
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程
大
学
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报（ 自然科学版 ）
Ｖｏ ． ２ Ｉ １ Ｎｏ ６ ．
Ｄｅ ． ０ｌ ｃ２ １
Ｊ Ｕ Ｎ ＬＯ Ｉ Ｏ Ｃ Ｎ ＩＥ ＲＮ ＮＶ Ｒ ＩＹ Ｎ Ｔ Ｒ ＬＳＩＮ ＥＥ Ｉ Ｏ ） Ｏ Ｒ Ａ ＦＡＲＦ Ｒ ＥＥ ＧＮ Ｅ ＩＧＵ ＩＥ Ｓ （ Ａ Ｕ Ａ Ｅ Ｃ ＤＴ Ｎ Ｔ Ｃ Ｉ
Ｓ Ｏ Ｌ型 战斗 机 变循 环 发 动 机 性 能数值 模 拟 ＴＶ
张海明 ， 骆广琦 ， 孟 龙 ， 胡 磊 ， 于锦禄
西安 ７ ０ ３ ） １０ ８ （ 空军工程大学工程学院 ， 陕西
航空发动机动力性能的数值模拟与分析
航空发动机动力性能的数值模拟与分析航空发动机是飞机的重要组成部分，其动力性能直接关系到飞行的效率和安全。
为了提高发动机的性能，科学家们开展了大量的研究工作。
其中一项重要且常见的方法是利用数值模拟与分析技术。
本文将探讨航空发动机动力性能的数值模拟与分析的应用与挑战。
一、数值模拟技术在航空发动机研究中的作用数值模拟技术是通过运用数学模型和计算机算法，对现实世界中的复杂问题进行数值计算和仿真。
在航空发动机动力性能研究中，数值模拟技术能够提供全面、准确的数据，帮助工程师和研究人员深入了解发动机的工作原理和性能特点。
首先，数值模拟可以分析和优化发动机的气动特性。
通过建立三维流体力学模型，可以模拟气体在发动机内部的流动过程。
通过计算流体动力学（CFD）模拟，可以获得流场的速度、压力、温度等关键参数，进而了解气体在压气机、燃烧室和喷管等部件间的传热和传质过程。
其次，数值模拟还可以研究燃烧和燃烧室的特性。
通过计算燃烧室内的气体温度、燃料燃烧速度、压力分布等参数，可以评估燃烧效率和燃烧不稳定性。
同时，由于燃烧室内的气体流动过程与理想气体假设不完全符合，数值模拟可以通过引入物理模型和化学反应机制进行更精确的模拟和分析。
最后，数值模拟还可以用于动力性能的评估和优化。
通过分析发动机输出的推力、功率以及油耗等关键指标，可以评估发动机的性能并提出优化方案。
此外，数值模拟还可以预测各种外部条件下发动机的工作状态，为飞行员和工程师提供实时的工作参考。
二、航空发动机动力性能数值模拟的挑战和解决方案尽管数值模拟技术在航空发动机研究中有着广泛的应用，但仍然面临一些挑战。
其中最大的挑战之一是模型的精度和计算的复杂性。
首先，为了获得准确的结果，数值模拟中所使用的模型必须足够精细。
这意味着需要引入更多参数和物理过程，从而增加计算量和计算难度。
此时，如何在保证精度的同时提高计算效率成了一个关键问题。
针对这一挑战，科学家们开展了各种研究，如优化计算算法、引入并行计算等技术手段，以提高计算效率和减少计算时间。
汽车发动机燃烧过程的数值模拟与优化研究
汽车发动机燃烧过程的数值模拟与优化研究近年来，汽车工业取得了长足的发展。
作为汽车的核心部件，发动机的性能和燃烧过程直接关系到汽车的动力和能效。
因此，研究发动机燃烧过程的数值模拟与优化成为了提高汽车性能的关键。
首先，数值模拟在发动机燃烧研究中的应用成为了不可忽视的工具。
通过数值模拟，可以直观地观察到发动机内部的燃烧过程，包括燃烧室内的燃料和空气混合过程、燃烧产物的生成和排放等。
基于计算流体力学（CFD）技术，数值模拟可以通过模拟流体的运动和化学反应等过程，得出各个参数的变化规律，预测和优化发动机的燃烧效率和排放性能。
其次，发动机燃烧过程的数值模拟与优化研究面临多个挑战。
首先，发动机的复杂结构和多物理场耦合使得数值模拟的计算任务非常庞大，需要高性能的计算设备和优化算法。
其次，由于燃烧过程具有高度非线性和多尺度特性，数值模拟需要考虑多种现象的相互作用，如火焰传播、燃烧速率和温度分布等。
此外，碳氢化合物燃料的反应机理非常复杂，需要建立准确的化学反应模型，进一步提高模拟精度。
因此，数值模拟和优化算法的研究对于发动机燃烧过程的理解和改进至关重要。
在发动机燃烧过程的数值模拟与优化研究中，需要解决的问题有很多。
首先，需要建立准确的数值模型，包括燃烧室的几何模型和流体力学的数值方法。
通过对不同形状和尺寸的燃烧室进行模拟，可以比较不同结构的优劣，进而优化燃烧室设计，提高燃烧效率。
此外，还需要建立准确的燃料和空气混合模型，以便优化燃烧过程中的燃烧速率和温度分布。
同时，热边界条件、物理和化学性质的参数选择也需要考虑，以清晰地描述燃烧过程的特点。
另外，数值模拟的结果需要与实验数据进行验证，以进一步提高模拟精度。
通过对比模拟结果和实验数据，可以发现模型的不足之处，并对模型进行修正和改进。
同时，考虑到实际工程应用的需求，数值模拟方法还需要具备较低的计算成本和较高的计算速度。
这可以通过改进数值算法和提高计算设备的性能来实现。
最后，优化算法在发动机燃烧过程的数值模拟中具有重要的作用。
三外涵变循环发动机性能数值模拟
三外涵变循环发动机性能数值模拟刘勤;周人治;王占学;黄红超【摘要】与双外涵模式相比，三外涵变循环技术将使发动机工作范围更广，更易满足未来发动机的自适应要求，及更大提升飞机综合性能。
在带核心机驱动风扇级(CDFS)双外涵变循环发动机性能仿真方法基础上，构建了前调节阀门、后调节阀门、第三外涵等的数学模型，开展了三外涵变循环发动机性能模拟方法研究，重点分析了三外涵变循环发动机的稳态性能。
结果表明：相比单外涵和双外涵模式，三外涵模式总涵道比调节程度更大，发动机最大状态与亚声速巡航状态间的燃油经济性更明显。
%Compared with double bypass mode, triple bypass VCE (variable cycle engine), with broader op-eration range brought by triple bypass mode, can satisfy adaptive request of future engine more easily and improve the performance of aeroplane. Based on performance simulation method of a double bypass VCE with core driven fan stage (CDFS), a triple bypass VCE counterpart was developed with introduction of some components including front adjustor valve, rear adjustor valve and the third bypass duct as well as perfor-mance simulation method. Steady performance of the triple bypass VCE was particularly simulated and ana-lyzed. The results show that in contrast to single and double bypass mode, the triple bypass mode can in-crease the extent of adjusting for the total bypass ratio and improve the fuel economy between maximum power and subsonic cruise power in evidence.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2014(000)005【总页数】5页(P1-4,11)【关键词】航空发动机;三外涵;变循环;核心机驱动风扇级;数值模拟;性能特性【作者】刘勤;周人治;王占学;黄红超【作者单位】中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;西北工业大学动力与能源学院，陕西西安710072;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500【正文语种】中文【中图分类】V231变循环发动机是未来新一代战斗机的理想动力装置，其技术研究得到了国外发达国家的高度重视。
变循环发动机建模及控制规律研究
研究方法
本次演示采用理论建模与数值模拟相结合的方法，对变循环发动机进行建模及 控制规律研究。首先，利用CFD方法建立发动机气动模型，并对其中的湍流模 型、燃烧模型等进行详细描述。其次，利用建好的模型进行数值模拟，分析发 动机的性能参数以及稳态和动态特性。最后，采用智能控制方法对发动机进行 控制规律设计，并通过仿真实验验证控制器的性能。
1、控制规律的本质
控制规律的本质是通过调节进入涡轮的燃气流量、压力和温度等参数，实现对 航空涡轴发动机输出转速和扭矩的精确控制。其关键在于找到燃气流量、压力 和温度等参数与发动机输出转速和扭矩之间的关系。
2、控制规律的建立
建立控制规律首先需要通过对航空涡轴发动机的实验测试，获得不同工况下燃 气流量、压力和温度等参数与发动机输出转速和扭矩的实际数据。然后利用这 些数据，采用插值、拟合等方法，建立燃气流量、压力和温度等参数与发动机 输出转速和扭矩之间的数学关系。最后，通过反馈控制系统实现对发动机输出 转速和扭矩的精确控制。
一、背景
航空涡轴发动机是一种通过旋转轴输出动力的发动机，具有较高的能量密度和 可靠性。其工作原理基于燃气在涡轮中膨胀、高速旋转，进而推动轴转动，产 生动力。为了进一步优化其性能、提高可靠性，需要对其数学模型进行深入研 究和建立精确的控制规律。
二、方法
1、系统分析
首先需要对航空涡轴发动机进行系统分析，包括其组成、工作原理、能量转化 过程等方面。这有助于对整个系统有全面的了解，为后续的数学建模打下基础。
结果分析
通过对变循环发动机的建模及控制规律研究，我们得到了以下结果：
1、模型性能评估：通过与实验数据的对比，我们发现所建立的模型能够准确 预测发动机的性能参数，如推力、耗油量等，从而验证了建模方法的可行性。
单外涵变循环发动机变几何特性仿真
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine单外涵变循环发动机变几何特性仿真牟园伟1，2，王奉明1，2，朱大明1（1.中国航空发动机研究院，2.先进航空动力创新工作站：北京 101304）摘要：为了研究单外涵变循环发动机变几何性能收益，建立了一种单外涵变循环发动机总体性能仿真模型，并通过算例验证了仿真模型的计算精度。
根据不同飞行状态的发动机控制规律和最优控制目标，模拟生成3种变几何方案最佳变几何参数以及最佳节流特性和高度-速度特性。
结果表明：在设定的控制规律下，相对发动机常规变几何方案（方案1），尾喷管、混合器与低压涡轮导向器可调的变几何方案（方案3）使发动机地面节流状态耗油率降低1.7%～3.0%，超声速巡航推力增大14%～29%，亚声速巡航耗油率降低0.9%～3.1%，在3种变几何方案中性能收益最大；尾喷管与混合器可调的变几何方案（方案2）使发动机地面节流状态耗油率降低1.2%～2.2%，超声速巡航推力增大3%～17%，亚声速巡航耗油率降低0.9%～1.2%，在3种变几何方案中性能收益居中。
发动机变几何方案的选择应综合考虑结构复杂度、可靠性、质量等方面的代价与基于特定任务需求的总体性能收益的平衡。
关键词：变循环发动机；变几何；单外涵；仿真模型；耗油率中图分类号：V235.1文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.006 Simulation of Variable Geometry Characteristics of Single Bypass Variable Cycle EngineMU Yuan-wei1，2， WANG Feng-ming1，2， ZHU Da-ming1（1. Aero Engine Academy of China；2. Advanced Jet Propulsion Innovation Center：Beijing 101304，China）Abstract：To investigate the performance gain of the single bypass variable cycle engine, we established a simulation model and veri⁃fied its computational accuracy through examples. The simulation and generation of the best variable geometry parameters, throttling characteristics, and altitude-velocity characteristics for the three variable geometry schemes are based on the engine control laws and optimal control objectives for different flight states. The study indicates that Scheme 3, which employs a variable geometry scheme with adjustable tail nozzle, mixer, and low-pressure turbine guide, outperforms Scheme 1, the conventional engine variable geometry scheme. Scheme 3 reduces fuel consumption rate by 1.7% to 3.0% in ground throttling state, increases supersonic cruise thrust by 14% to 29%, and reduces fuel consumption rate by 0.9% to 3.1% in subsonic cruise. This represents the largest performance gain among the three variable geometry schemes. Scheme 2, the variable geometry scheme with an adjustable tail nozzle and mixer, can reduce fuel consumption rate by 1.2% to 2.2% in ground throttling state, increase supersonic cruise thrust by 3% to 17%, and reduce subsonic cruise fuel consumption rate by 0.9% to 1.2%. Among the three variable geometry schemes, Scheme 2 exhibits intermediate performance gains.When selecting engine geometry options, it is important to consider the balance between the costs of structural complexity, reliability, and mass, and the overall performance gains based on specific mission requirements.Key words：variable cycle engine; variable geometry; single bypass;simulation model; fuel consumption rate0 引言可变热力循环燃气涡轮发动机（Variable Cycle Engine，VCE）通过调节不同飞行状态热力循环参数能一定程度满足未来战斗机对高推力和低耗油率的需求，是目前最具发展潜力的航空发动机[1-3]。
汽车发动机燃烧过程的数值模拟与优化
汽车发动机燃烧过程的数值模拟与优化随着现代汽车工业的发展，汽车发动机的效率和性能成为汽车制造商和消费者共同关注的焦点。
而汽车发动机的燃烧过程是其性能和排放特性的核心。
为了提高汽车发动机的燃烧效率和减少尾气排放，科学家和工程师们积极探索数值模拟和优化技术。
本文将讨论汽车发动机燃烧过程的数值模拟与优化的相关技术和方法。
汽车发动机燃烧过程的数值模拟是一种利用计算机模拟方法，通过数学模型和计算流体力学（CFD）技术，对发动机燃烧过程进行精确预测和分析的过程。
数值模拟可以提供详细而全面的燃烧特性数据，如压力变化、燃烧速度和温度分布等，以及提供对燃烧产物和排放物的分析。
通过对燃烧过程的深入理解，可以为发动机设计和优化提供重要的参考依据。
在汽车发动机燃烧过程的数值模拟中，涉及到多个关键环节和问题。
首先是燃烧模型的选择，即选择合适的数学方程和模型来描述燃烧过程。
常用的燃烧模型包括经验模型、半经验模型和基于物理的模型。
其次是燃烧参数的输入和校验，如燃烧室形状、活塞运动和喷油系统参数等。
这些参数的准确输入对模拟结果的准确性和可靠性至关重要。
此外，网格划分和边界条件设置也是影响数值模拟结果的重要因素。
通过数值模拟，可以对发动机燃烧过程进行优化。
优化的目标可以是提高燃烧效率和功率输出，减少尾气排放和热损失。
为了达到这些目标，需要在数值模拟的基础上进行参数优化和结构优化。
参数优化包括调整喷油系统、气缸压缩比、进气和排气系统等参数，以寻求最佳的燃烧效果。
结构优化包括调整活塞形状、燃烧室形状和气缸壁材料等，以改善燃烧过程的流动特性和传热特性。
除了数值模拟和优化技术，还有一些其他的方法用于改善汽车发动机燃烧过程。
例如，通过改变燃料配方和添加附加的催化剂，可以改善燃烧效果和减少尾气排放。
此外，采用先进的喷油系统和点火系统，也可以提高燃烧效率和减少燃料消耗。
这些方法与数值模拟和优化技术相结合，可以实现对汽车发动机燃烧过程的综合优化。
航空发动机燃烧过程的数值模拟与优化设计
航空发动机燃烧过程的数值模拟与优化设计航空发动机是现代航空领域中至关重要的关键部件之一。
其性能的优化设计对于提高燃烧效率、减少排放、延长发动机寿命等方面具有重要意义。
数值模拟与优化设计成为航空发动机燃烧过程中重要的工具，能够准确预测和改善燃烧过程中的各种因素。
数值模拟是通过将燃烧过程的数学模型转化为计算机模型来模拟和分析发动机燃烧过程。
通过数值模拟，我们可以了解燃烧室内的燃烧过程、温度和压力分布，以及燃烧产物的生成和分布情况。
这些数据可以帮助我们更好地理解整个燃烧过程，进一步优化发动机的设计。
在数值模拟中，燃烧室内的物理过程被描述为燃烧室内的辐射传热、湍流燃烧和化学反应等一系列耦合过程。
通过求解这些方程，可以得到燃烧室内温度、压力和速度分布等参数。
这些模拟结果可以与实验数据进行对比，验证数值模拟模型的准确性。
除了数值模拟，优化设计也是改善航空发动机燃烧效率的重要手段。
优化设计可以通过调整燃烧室内的结构和参数来改善燃烧效率，提高燃烧效果。
优化设计的目标是找到燃烧室内最佳的结构和参数组合，以达到最佳的燃烧效果。
在优化设计中，常用的方法有参数化设计和多目标优化。
参数化设计是通过将燃烧室内的结构和参数进行参数化，然后通过数值模拟和优化算法来寻找最佳的参数组合。
多目标优化是通过定义多个优化目标，如最大化燃烧效率和最小化排放物生成量，来进行优化设计。
数值模拟和优化设计在航空发动机燃烧过程中具有重要的应用价值。
它们可以帮助航空工程师更好地理解燃烧过程，提高燃烧效率，减少排放，延长发动机寿命。
通过优化设计，航空工程师可以改善燃烧室内的结构和参数，最大限度地发挥航空发动机的性能。
然而，数值模拟与优化设计也面临一些挑战和限制。
首先，数值模拟的结果依赖于模型的准确性和参数的设置。
模型的准确性和参数的设置不当可能导致模拟结果与实际情况存在较大偏差。
其次，在优化设计中，多目标优化往往存在权衡关系，如燃烧效率和排放物生成量之间的权衡。
HCNG 发动机的多维数值模拟研究
HCNG 发动机的多维数值模拟研究HCNG发动机（Hydrogen Compressed Natural Gas Engine），是一种将天然气与氢气混合后作为燃料使用的发动机。
近年来，为了减少传统燃料逐渐枯竭的影响以及环境污染的问题，研究人员们开始重视HCNG发动机的发展与研究。
在建立HCNG发动机的新型能源体系方面，多维数值模拟研究的应用是必不可少的。
在HCNG发动机的多维数值模拟研究过程中，涉及到的多个影响因素需要有系统的考虑和分析。
首先是燃料混合气的形成和燃烧机理探索。
我们需要了解不同混合比所产生的燃烧反应、燃烧时间和温度分布规律等。
这需要通过化学动力学方法，研究不同混合比燃料的热物理特性和气相反应动力学参数，包括最大燃烧压力、最高燃烧温度等。
其次，是发动机机械件、进气系统和排气系统的建模和仿真。
这类模拟通常将发动机几何形状、运动学和力学特性考虑进去，同时对流冷却机制、火花塞电极放电、喷油过程等细节也需要描述。
例如，在涉及火焰传播和燃烧的区域，需要解决湍流、颗粒和化学物质的传递和输运问题，以便在更深层次上发现燃烧的本质和限制。
最后，是热管理和排放净化系统的设计。
考虑到HCNG发动机需要加装压缩氢气存储罐，加装的储氢罐体积有限，而且压缩储氢会使氢气产生相对较大的热效应。
因此，需要设计特殊的热管理措施来控制发动机温度，以防止出现过热和过冷的情况。
此外，清洁和解决废气排放问题对于实现高效的、低排放的燃烧过程是非常重要的。
总之，HCNG发动机的多维数值模拟研究是一项十分复杂的工程。
需要考虑多个因素，设计多个模型，运用多种方法才能达到最佳的整体建模和仿真效果。
通过物理模拟、化学反应动力学分析、流动动力学数值计算等方法，可以有效探测HCNG发动机的优化设计方案，为未来新型能源技术的发展做出贡献。
近年来，随着对环境保护和新能源市场的迫切需求，HCNG技术的发展已进入快速发展阶段，并得到了国内外很多专家学者的广泛关注。
变循环航空发动机半物理仿真研究
针对下一代多用途军用飞机的性能特点，对新一代发动机设计提出了新的要求，除要求发动机具有更高的推重比外，要求发动机既要具有涡喷发动机高单位推力的特征，又要具有涡扇发动机低耗油率的特征，要在某种程度上实现上述相互对立循环目标，变循环发动机无疑是最理想的推进装置。
因此变循环发动机的优点是在同一台发动机上实现涡喷工作模式和涡扇工作模式，使发动机在超声速和亚声速飞行时都有优良特性。
１半物理仿真研究的意义半物理仿真又称硬件（实物）在回路仿真（Ｈａｒｄｗａｒｅ－ｉｎ－ｔｈｅ－Ｌｏｏｐ）。
它通过将所研究的部分实物（如各种传感器、执行机构等）接入到仿真回路中进行试验。
半物理仿真试验较好地解决了全物理实验和数值仿真两种试验方法的不足，一方面有效地解决了全物理试验的成本高和风险大的缺点，另一方面又解决了纯数值仿真的精度和直观性差等缺点，为航空发动机数控系统的研制（包括控制规律研究、控制参数优化、性能预测、故障诊断等）提供了非常有力的工具。
２半物理仿真平台总体设计２．１半物理仿真平台总体设计方案本文中设计的半物理仿真平台主要包括发动机数字模型机、信号调理接口箱、发动机电子控制器和平台控制面板，其结构框架如图１所示。
在整个仿真平台设计中，信号调理接口箱在发动机模型计算机和电子控制器之间起着一个桥梁的作用，它将发动机数字模型产生的各种数字量化的发动机状态信息转换为电子控制器可以识别的真实物理量信号，将执行机构的状态和控制信号转化为计算机可以识别的数字量化信号。
在这个仿真平台的设计中，没有各种发动机物理量的模拟场，如温度场和压力场等，也没有各种执行机构和供油系统，但可以在最基础的情况下验证发动机数字电子控制器，由于信号调理箱的灵活性，也可以在后期再继续外扩各种模拟源和传感器测量系统及执行机构。
整个控制系统结构框图如图２所示。
图２半物理仿真平台的结构框图２．２发动机模型计算机发动机模型计算机由一台高性能计算机模拟发动机的状态，确保仿真系统运行的实时性。
变循环发动机建模及性能寻优控制技术研究
变循环发动机建模及性能寻优控制技术研究可变涵道比的变循环发动机通过改变自身部件的几何尺寸来改变气动热力循环,以满足不同飞行条件下飞机对发动机的不同要求,在整个大飞行包线内都能提供较高的推力和较低的耗油率,相当于兼具了涡扇发动机和涡喷发动机的性能优势,具有极大的发展潜力,逐渐成为当前航空发动机领域的主流研究方向。
本文以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了部件级数值仿真数学模型,并在模型基础上开展了变循环发动机鲁棒控制和性能寻优控制技术的研究。
论文首先研究了变循环发动机部件级模型的建立方法。
针对变循环发动机的特征部件开展了建模方法研究,采用叶尖叶根分段建模技术建立了风扇数学模型,使之更适用于变循环发动机;基于流场分析,建立了活门角度、外涵道进口总压、动压与外涵道总压恢复系数之间的智能映射,完善了外涵模型。
对建立的变循环发动机部件级模型进行了数值仿真,通过与参考文献数据对比验证了模型的有效性。
针对变循环发动机部件级模型共同工作方程较多、方程求解难度较大的情况,提出了自校正Broyden拟牛顿法,结合牛顿法平方收敛和Broyden拟牛顿法超线性收敛特性,通过自适应调整计算步长和校正函数,在非线性系统中具有更好的计算性能。
通过以变循环发动机部件级模型为对象的稳态和动态仿真计算,验证了自校正Broyden拟牛顿法相对于牛顿法和Broyden拟牛顿法对复杂计算环境更强的适应性和更快的收敛速度。
此外,还设计了变循环发动机性能蜕化估计模块,利用卡尔曼滤波器的状态估计能力,对发动机性能蜕化进行估计。
其次,论文研究了变循环发动机多变量鲁棒控制技术。
从变循环发动机的诸多输出中通过基于鲁棒稳定性和条件数(RSCN)方法筛选出了被控参数,研究了变循环发动机的稳态控制规律的建立方法。
为使系统获得鲁棒跟踪和干扰抑制能力,采用多目标微分进化算法对性能指标进行优化搜索,设计了三变量LQ/H∞控制器。
以抗干扰能力强的自抗扰控制技术设计变循环发动机限制保护控制器,通过对主回路被控参数指令值的修正对多个约束参数实施限制保护。
面对对象的变循环发动机数值模拟软件的开发
为提高机器人控制 的实时 ５ ２ Ｂ等软硬件环境下， １Ｍ 使用 Ｍａ ｌ７对式（ ）７ （ ）９ 中出现 其它并联机器人机构 的动力学分析中， ｐｅ ６ （ ）８ （ ） 性打下了理论基础。 的雅可 比矩阵和进行符号运算 ， 其关键在于求解和 。求过程费时 ２ ｓ所 得结果 占存储 空间 １６ Ｂ 而求 过程费时 ０１， 得结果 参考文 献 ２， ４Ｋ ； ． 所 ｓ
１ｈ ｓ ｕｔｎ ｏｗ３ ｗｓ ｅ ｌｐｄ ｉ ｎ ｅ ｉ ｌｉ ｆ ｔ ａｄｖｏ ｅ ｔｅ ６ ｔ ｍ ａｏ ｓｔ７ ｅｐ ｗｈ 印ａ ｅ
６ ｏｖｈ ｎ 吼ｅ ｏｗ ｒ ｃｎ ｅ ｐ ｌｄｔｓ ｕ ｔ ｎ ｎｅｉ ｔ ｆ ａｅ ａ ｐｉ ｍ ｌｉ ｃ ｅ． ｓ ｉ ｂ ａ ｅ ｏ ｉ ａｏ
机 械 设 计 与 制 造
５ ６ 文 章 编 号 ：０ １ ３ ９ （０ ０ １－ ０ ６ ０ １０ — ９ ７ ２ １ ） ０ ５ — ３ １ Ｍ ａ ｈ ｎ ｒ Ｄｅ ｉ ｎ ｃ ｉｅｙ ｓｇ ＆ Ｍａ ｕａ ｔｒ ｎ ｆ ｃｕ ｅ
第 １ 期 １
２１ ０ ０年 １ １月
面对对 象的变循环发动机 数值模拟软件 的开发
占存储空间 ２ Ｂ Ｋ 。
１黄真， 孔令富 ， 方跃法． 并联机器人机构学理论及控制［ ． Ｍ］ 北京 ： 机械工 业出版社 ，９ ７ １９
雅可 比矩阵得出后 ，后续 的动力学方程按常规分析 即可得 ２Ｄ ｓｕ ｔ Ｂ． ｕｈ ｕｊｙ ． ｅ ｔｎ Ｅ ｌｒｏｍｕａｉ ｒ ｈ ｖｒｅ ａｇｐａ Ｍｒｔｙ ｎａａ ＳＡＮ ｗ ｏ — ｕｅ ｒ ｌｔｎｆ ｅ ｎｅｓ Ｔ ｆ ｏ ｏｔ ｉ 到， 文献 采用牛顿一 欧拉方法建立 了 ３ ２ １ ＇ — 结构 的 ６ Ｐ Ｓ并联 －Ｓ
ＦＡＮ ｈｅ －ｃ ｎ ， ＡＮＧ Ｚ ｎ ｅ Ｗ Ｚｈａ －ｘ １ＨＵＡＮＧ ｎ － ｈ ｏ ， Ｉ Ｚｅ ｇ ｗｅ ｎ ｕｅ ， Ｈｏ ｇ ｃ ａ ２ Ｌ Ｕ ｎ — ｎ
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第25卷第6期2010年6月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.25No.6J un.2010文章编号:100028055(2010)0621310206变循环发动机性能数值模拟刘增文1,王占学1,黄红超1,2,蔡元虎1(1.西北工业大学动力与能源学院,西安710072;2.中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院,成都610500)摘 要:在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.关 键 词:变循环发动机;双外涵;核心风扇级;数值模拟;性能特性中图分类号:V231 文献标识码:A收稿日期:2009205211;修订日期:2009212214作者简介:刘增文(1983-),男,山东泰安人,博士生,主要从事航空发动机总体设计方面研究.Numerical simulation on performance of variable cycle enginesL IU Zeng 2wen 1,WAN G Zhan 2xue 1,HUAN G Hong 2chao 1,2,CA I Yuan 2hu 1(11School of Power and Energy ,Nort hwestern Polytechnical University ,Xi πan 710072,China ;21China Gas Turbine Establishment ,Aviation Industry Corporation of China ,Chengdu 610500,China )Abstract :Based on a general gas t urbine performance simulation software ,a double by 2pass VCE (variable cycle engine )performance simulation software was developed wit h intro 2duction of selector valve ,forward VABI (variable area bypass injector )and rear VABI and core bypass duct modules.The cycle operating parameters of VCE were given ,such as low pressure t urbine nozzle area ,co mpressor inlet guide vane angle ,fan inlet guide vane angle and core 2driven fan stage inlet guide vane angle.A double bypass VCE characteristics were calculated and analyzed wit h altit ude velocity and t hrottling in t his pared wit h single bypass mode ,t he specific t hrust and specific f uel consumption (SFC )of double bypass mode were low.The total bypass ratio increased and t he SFC decreased wit h t he decline of rotate speed.Under a complicated condition ,it is necessary to match t he engine wit h appro 2priate variable parameters.K ey w ords :variable cycle engines ;double bypass ;core 2driven fan stage ;numerical simulation ;performance 近年来,战斗机正朝多用途、宽包线方向发展,对于超声速、格斗和机动飞行,需要高单位推力的涡喷循环,对于亚声速巡航、待机和空中巡逻,需要低耗油率的涡扇循环.这一发展趋势,促 第6期刘增文等:变循环发动机性能数值模拟使研究者提出变循环发动机(variable cycle en2 gine,简称VCE)的概念,将两者的优势合二为一.变循环发动机通过改变发动机部件的几何形状、尺寸或者位置来调节其热力循环参数,如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比等,使得发动机在各种工作条件下都具有最佳的热力循环,从而对飞行速度和高度具有良好的适应性.由于变循环发动机内在的性能优势,受到了各航空强国的重视,是目前主流的研究方向.1 变循环发动机发展背景 从广义上说,带加力的涡喷发动机也可称为VCE.这样,VCE的研究就可以上溯到1940年代的J47发动机.狭义的VCE是指融合了涡喷、涡扇循环特征的发动机.从1960年代开始,各国研究了大量的VCE概念发动机,如variable p umping com2 pressor(1960),flex cycle(1960),t urbo augmen2 ted Qcle engine(1970),modulatinq bypass CE (1973),flow matching concept s(1974)[1].1971年,NASA开始实施超声速巡航研究(SCR)计划,计划实施后,通用(GE)和普惠(PW)公司分别提出了不同的VCE概念,即双涵道发动机(DB E)和变流路控制发动机(VSCE).1976年NASA制定了单独的超声速推进技术研究计划———VCE计划.到计划结束时,相对1971年的GE4发动机,VCE的超声速巡航耗油率下降10%,亚声速的耗油率下降24%,质量降至GE4的75%[2].1985年后,由美国航空航天局(NASA)的高速推进研究计划(HSPR),DB E和VSCE两种方案继续发展.以这些计划为基础,在20世纪末美国推出了双外涵带核心机驱动风扇级(CDFS)的F120发动机.进入21世纪以来,美国更是在F120发动机的基础上开始研制第四代变循环发动机———可控压比发动机COPE.在同期,英国罗・罗(RR)公司提出了串列风扇式变循环发动机概念和可选择放气变循环发动机概念[3].法国SN ECMA公司提出了中间风扇的MCV99VCE方案[4].1989年,日本开始了为期10年的H YPR(hypersonic transport p rop ul2 sion system research project)计划,专门研制了代号为H YPR2T的VCE发动机[5].在GE公司最新的发动机研制计划eCore计划中,包括了L EA P2X计划、ADV EN T(ADap2 tive versatile engine technology)计划、AA TE (advanced affordable t urbine engine)计划、FA TE(f ut ure affordable t urbine engine)计划、H EETE(highly efficient embedded t urbine en2 gine)计划、INV EN T(integrated vehicle energy technology)计划、FVA R(f ut ure vehicle aircraft research(N+3desings)计划等.其中,ADV EN T 计划特别指出,重点开展变循环技术的研究和发展,实现飞机灵活机动特性、长航时低油耗特性、超声速巡航特性的完美结合,并计划在2009年中期进行核心机验证试验[6].2 双外涵变循环发动机设计方案 本文采用的双外涵VCE的设计.该方案发动机能同时以单、双涵模式工作[728],其结构如图1所示,主要部件包括:2+1结构的风扇,前两级风扇静子可调,由低压涡轮驱动.后一级风扇由高压转子驱动,称为核心机驱动风扇级(CDFS),其静子叶片可以进行大角度调节,前风扇后有部分气流通过选择阀门进入前外涵.在CDFS和高压压气机之间有一个涵道(可称为核心涵道),该涵道后有可变面积涵道引射器(VABI),前外涵和核心涵道的气流在此掺混后通过后涵道流向后VAB I.再通过后VAB I与低压涡轮后的核心气流掺混,进入加力燃烧室.导向器可调的低压涡轮,可以调节高、低压涡轮之间的功分配以使发动机在两种模式下工作时都能得到最佳的转速匹配.后VAB I可以用于调节发动机总涵道比和给风扇降负荷.图1 双外涵变循环发动机结构Fig.1 Configuration of double bypass VCE双外涵VCE的工作机理为:在单外涵工作模式下,选择阀门关闭,前风扇出口的所有气体都经过CDFS,CDFS后气体绝大部分通过核心机,小部分气体通过核心涵道绕过核心机,流经后VAB I与核心气流混合.前风扇和高压压气机的进口导流叶片角度根据各自的折合1131航 空 动 力 学 报第25卷转速来调节,CDFS的导向器打开以保证足够的流通能力,CDFS所需的功增大.低压涡轮导向器(VA TN)开到最大,保证核心机满足CDFS增加功的需求.前VABI开大,后VAB I和喷管喉道面积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和背压,以给加速或超声巡航状态提供高的单位推力.双外涵模式:在这种工作模式下,选择阀门打开,CDFS的导向器关小来减小核心机空气流量,增大总涵道比.前VABI被调节到适当的位置来保证内外涵道的静压平衡.低压涡轮导向器(VA TN)关小来减轻核心机的负荷,增大低压转子的负荷.后VAB I和喷管喉道面积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和风扇背压,以给亚声巡航状态提供较小的耗油率.3 变循环发动机性能模拟方法 在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上[9],添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度,风扇转子叶片角度,核心驱动风扇级转子叶片角度等工作调节变量,并修正平衡方程,确立双外涵变循环发动机的性能模拟方法,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序.图2表示了双外涵变循环发动机性能数值模拟流程.如图2所示,本文中双外涵变循环发动机模拟程序共需求解7个平衡方程:高压涡轮功率=压气机+CDFS功率;低压涡轮功率=风扇功率;低压涡轮与风扇流量平衡;高压涡轮与高压压气机流量平衡;加力燃烧室出口与尾喷管的流量平衡;选择阀门与核心涵道静压平衡;内涵静压与外涵静压平衡.程序中,对发动机设有转速限制,压气机出口压力、温度限制,涡轮进口温度限制和稳定、堵塞边界限制.共确定了7个工作调节变量,选择阀门通道面积,前可变涵道引射器出口面积,后可变涵道引射器出口面积,低压涡轮导向器面积,风扇进口导流叶片角度,核心驱动风扇级进口导流叶片角度,压气机进口导流叶片角度.4 变循环发动机性能数值模拟双外涵变循环发动机设计点部分参数以及图2 双外涵变循环发动机性能数值模拟流程图Fig.2 Flowchart of numerical simulation fordouble bypass VCECDFS特性参考文献[10212]给出的数据,其他参数基于经验给出.设计点为单外涵模式,表1为双外涵变循环发动机设计点参数,表2为不同工作模式下的工作调节参数.控制规律为低压转子转速等于常数.通过数值模拟,可以得到变循环发动机的高度、速度特性.双外涵变循环发动机推力、耗油率(SFC)随高度、速度的变化如图3和图4所示.采用双外涵模式工作时,变循环发动机的涵道比较单外涵模式时要高,如图5所示,所以双外涵模式的单位推力和耗油率比单外涵模式都要小,由于发动机控制低压折合转速为常数,在相同飞行条件下,发动机流量将保持不变.所以,采用双外涵模式工作,会降低变循环发动机的总推力.由此可以看出,在起飞、加速等需要大推力的时2131 第6期刘增文等:变循环发动机性能数值模拟表1 双外涵变循环发动机设计点参数T able1 Design parameters of double bypass V CE设计点参数数值高度/m0马赫数0总增压比26.668涵道比0.22涡轮前温度/K1725空气流量/kg125设计点推力/daN10595.5设计点耗油率/(kg/(daN・h))0.8039风扇增压比 3.200风扇效率0.830CDFS增压比 1.370CDFS效率0.840高压压气机增压比 6.083高压压气机效率0.850燃烧效率0.990高压涡轮效率0.900低压涡轮效率0.890选择阀门通道面积/m20前可变涵道引射器出口面积/m20.0516后可变涵道引射器出口面积/m20.0417低压涡轮导向器面积比 1.0风扇进口导流叶片角度/(°)0核心驱动风扇级进口导流叶片角度/(°)0压气机进口导流叶片角度/(°)0表2 双外涵变循环发动机工作调节参数T able2 Control parameters of double bypass V CE工作调节参数单外涵双外涵选择阀门通道面积/m200.0903前可变涵道引射器出口面积/m20.05160.0335后可变涵道引射器出口面积/m20.04170.0613低压涡轮导向器面积比 1.00.925风扇进口导流叶片角度/(°)00核心驱动风扇级进口导流叶片角度/(°)015.0压气机进口导流叶片角度/(°)00候,变循环发动机应当采用单外涵的工作模式.而在巡航等不需要大推力的情况下,可以选择双外涵工作模式以降低发动机的耗油率.此外,由变循环发动机的速度特性可以看出,在低马赫数时,受各截面参数的限制,尤其是两个混合器静压参数的限制,双外涵模式的涵道比会向单外涵模式靠拢,对性能的影响尤其显著的反映在耗油率上,也就是说,在低速条件下,采用双外涵模式在耗油率方面并没有太大的效益,其主要发挥作用的范围应在马赫数018以上.图3 高度、马赫数对推力的影响Fig.3 Affect of thrust by altitude and Machnumber图4 高度、马赫数对耗油率s fc的影响Fig.4 Affect of SFC by altitude and Machnumber图5 高度、马赫数对涵道比的影响Fig.5 Affect of bypass ratio by altitudeand Mach number3131航 空 动 力 学 报第25卷由变循环发动机的高度特性可以看出,在各调节参数不变的情况下,变循环发动机受高度的影响很大,随着高度的增加,其工作能力迅速降低.所以,在实际的工作中,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.图6～图7为发动机前、后两个涵道比随高度、速度的变化.可以看出,双外涵工作模式下受飞行条件影响的主要为前涵道比,后涵道比基本保持不变,这一点与单外涵工作模式截然不同.图6 高度、马赫数对前涵道比的影响Fig.6 Affect of front bypass ratio by altitude andMachnumber图7 高度、马赫数对后涵道比的影响Fig.7 Affect of after bypass ratio by altitude andMach number从图8～图10给出的变循环发动机的节流特性可以看出,在各调节参数不变的情况下,随着低压(L P )转子转速n f 的降低,涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.这意味着采用巡航转速会比最大转速更具有优势.随着马赫数的图8 低压转速对发动机涵道比的影响Fig.8 Affect of bypass ratio by L P rotatespeed图9 低压转速对发动机推力的影响Fig.9 Affect of thrust by L P rotatespeed图10 低压转速对发动机耗油率的影响Fig.10 Affect of SFC by L P rotate speed4131 第6期刘增文等:变循环发动机性能数值模拟提高,高转速条件下的工作环境得到改善,涵道比增长迅速.本发动机设计方案中,在其他调节参数不变的情况下,高转速的耗油率会在马赫数0.9左右超过低转速.图11～图12为发动机前、后两个涵道比随低压转子转速的变化.可以看出,双外涵工作模式下受飞行条件影响的主要为前涵道比,后涵道比基本保持不变.图11 低压转速对发动机前涵道比的影响Fig.11 Affect of f ront bypass ratio by L P rotatespeed图12 低压转速对发动机后涵道比的影响Fig.12 Affect of after bypass ratio by L P rotate speed5 结 论 采用求解非线性方程的方法确立的双外涵变循环发动机的数学模型和性能数值模拟程序可以有效模拟该发动机的工作过程.变循环发动机的调节变量多,工作状态复杂,与常规涡喷涡扇发动机区别较大,需着重注意各个部件之间的耦合.经过分析计算结果可得,比起单外涵模式,双外涵模式的单位推力和耗油率低,其受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.这意味着采用巡航转速会比最大转速更具有优势.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对马赫数、飞行高度等工作条件较敏感,在实际的工作中,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.参考文献:[1] Johnson J E.Variable cycle engines —t he next step in pro 2pulsion evolution[J ].AIAA 19762758,1976.[2] Allan R D.General electric company variable cycle enginetechnology demonstrator program [J ].AIAA 197921311,1979.[3] Nascimento M A R.The selective 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