变循环发动机调节高导和低导方案对比研究
一种基于记忆合金的变循环发动机原理设计
- 109 -新 技 术 开 发分别安装于壳体底壳和上壳，以完成整个机器人组装，最后在其表面安装附带有LOGO 标识的图案和标识，并进行产品功能开机测试，在合格后方可进行包装，送达客户手中。
结论本文在考虑实际市场需求的情况下，从外观、实现功能、使用方法、加工制造等方面，结合工业设计具体实施流程完成了新型清扫机器人的构架设计，目标为解决日常生活中的室内卫生问题，如节省清洁环境卫生的时间用于生活和工作，大大降低老年人清洁卫生所需工作量及使用难度等。
但由于机器人本身结构尺寸小，要求灵活性较高，因而还不能满足上下过高的阶梯的要求。
此外，针对后续使用的设计软件，可考虑采用更为便捷、高效的软件工具，如T- splines，完成机器人的主体外观三维设计，以及其他渲染效果更优的渲染软件，如Maya、Cinema4D、Vred 等。
同时，针对现有的功能设计改进时，也需考虑加入清扫配件，如毛刷、抹布等模块配件，以便根据不同清扫环境选择不同配件；针对嵌入式部分，可考虑加入蓝牙音箱模块，可连接手机播放音乐，让清扫工作变得充满乐趣。
最后，也可结合现有热门行业，如深度学习、机器学习，以开发多个机器人协同工作，优化协同算法以提高清洁效率；提高环境识别性能，将现有方案技术从办公、室内清洁，运用到其他复杂工作环境（也需要根据不同使用环境，更换不同功能模块，以满足使用要求）。
参考文献[1]朱润，胡嘉俐，朱彦.家居服务机器人的工业设计[J].科技文化，2014（36）：107-108.[2]李瑞峰，张超，黄超，等.清扫机器人路径规划的研究[J].机械设计与制造，2012（12）：160-161.[3]朱彦，于忠海，王廷军，等.护理机器人的工业设计[J].机械设计，2010，27(10)：1-4.[4]刘振鹏.智能化清扫机器人设计[J].工业与工程技术，2015，36(16)：206-207.[5]李允旺，李彬，代阳阳，等.组合式麦克纳姆轮轮毂：中国，CN201520209033.7[P].2015.9.传统航空涡轮发动机的热力循环特性是固定不变的，一种发动机只能在一种模式下工作，并且仅在有限的飞行范围内具有最好的性能。
为什么发动机能调高功率和低功率，怎么做到的？今天算长见识了
为什么发动机能调高功率和低功率，怎么做到的？今天算长见
识了
为什么发动机能调高功率和低功率，怎么做到的？今天算长见识了
以前汽车可是一件稀罕物，别说是穷人了，很多有钱的人都有不起，当然了随着汽车制造成本的降低，人们生活水平的提高，买得起车的人是越来越多了。
这个时候人们又产生了新的困扰，那就是车的类型实在是太多了，就连同一辆车都有不同，甚至在同一辆车上的同一个发动机都可以，根据需求调出高低功率的不同版本。
不过大家知道这是怎么调出来的吗？
原来在汽车刚产生的时候，它的工作原理就是简单的吸气、燃烧、放气，但是这种方式动力非常低，而且有时候燃烧的还不是很充分，所以就出现了涡轮系统。
现在的涡轮系统非常的发达，所谓的涡轮系统就是在燃烧室里面后期又加进去了更多的空气，这样在同一个汽车发动机的燃烧缸里面存在的空气和燃油都比较充分，燃烧的时候就能产生一个巨大的力气。
理论上说，如果燃烧室的质量够高，涡轮压力足够的话一个汽车的发动机就能驱动一艘航空母舰。
一辆车从厂里面出来的时候，一般它采用的都是原动力发动机，除非是客人要求生产高频率动力，如果买车的人需要高功率输出动力的车辆，厂家就会控制一下涡轮增压的进气量等，减少燃烧室的负担，这样车辆的发动机的使用寿命就更长了。
同样的低改高也一样，一般一款车的发动机，高低功率输出其实差别都不是很大，毕竟厂家是要控制研发成本的。
变循环发动机模态转换的几何调节规律
变循环发动机模态转换的几何调节规律
］ ［ ４ １ －
的优势 ． 当变循环发动机在单 、 双外涵两种模态之 间切换时 ， 如何保 证 变 循 环 发 动 机 模 态 的 稳 定 过 渡且同时获得预期性能是变循环发动机的重要研 究内容之一 ． 美国通用电气公司在超声速巡航飞机研究和 先进战术战斗机 发 动 机 等 项 目 的 支 持 下 ， 先后对 双外涵变循环发 动 机 模 态 转 换 过 程 的 几 何 调 节 、
， 作者简介 ： 周红 （ 女， 湖北荆州人 ， 博士生 ， 主要从事航空发动机总体设计研究 ． ９ ８ ８－ ） １
第９期
周 红等 ： 变循环发动机模态转换的几何调节规律
２ １ ６ １
及结果数据 ． 近年来 ， 随着 国 内 对 变 循 环 发 动 机 研 究 的 重 视， 研究人员基于 稳 态 或 动 态 分 析 方 法 研 究 了 变 循环发动机的模态转换过程
系统的延迟 ， 故也不予考虑 ． 认为模态转换过程中 气流与变循环发动机零部件之间的非定常热交换 以及气体流动的 不 稳 定 性 所 造 成 的 影 响 均 不 大 ， 因而忽略变循环发动机零件受热程度不同所造成
１ 模态转换原则
变循环发动机进行模态转换的目的是为了在 满足不同的推力 要 求 时 ， 仍能保持较高的进口流 量， 从而达到比常 规 涡 扇 发 动 机 更 低 的 耗 油 率 和 更小的安装阻力 ． 例如 ， 当发动机由大推力状态过 渡至小推力状态 时 ， 常规涡扇发动机一般是通过 减少供油量 ， 常规涡扇发动机转速降低 ， 进口流量 随之降低 ， 推力 减 小， 进口流量的降低还使得常
一种变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构的制作方法
一种变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构的制作方法引言航空发动机作为飞机的核心动力系统，其稳定性和效率对飞行安全和经济性起着至关重要的作用。
为了提高航空发动机的性能，研究者们不断探索新的设计和制造方法。
本文将介绍一种新型的变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构的制作方法。
背景传统的航空发动机在设计上存在一些限制和不足之处。
为了提高其性能，一种新型的变循环航空发动机被提出。
在变循环航空发动机中，通过控制外涵流量，有效改善了发动机的性能，提高了燃料燃烧效率。
本文介绍的变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构正是为了实现这一目标而设计。
设计方案变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构由以下几部分组成：1.外围结构：外围结构包括发动机的外壳和气流流通通道。
通过精确的流体动力学设计和先进的材料制造技术，使得气流在外围结构中能够得到有效的控制和调节。
2.调节阀门：调节阀门用于调节燃烧室外涵流量，控制燃烧室的进气量。
调节阀门采用高强度的合金材料制造，具有较小的内阻和良好的耐高温性能。
3.流量传感器：流量传感器用于实时监测燃烧室外涵的流量，通过将传感器数据反馈给控制系统，实现对流量的精确控制和调节。
制造过程制造变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构的基本步骤如下：1.设计外围结构：根据发动机的要求和性能指标，进行外围结构的设计。
考虑到流体动力学和热力学等因素，确保外围结构既可以有效控制气流，又能够耐受高温和高压的环境。
2.制造调节阀门：根据设计要求，选择合适的合金材料，并使用精密加工设备制造调节阀门。
通过热处理和表面处理等工艺，提高阀门的耐高温性能和密封性能。
3.安装流量传感器：将流量传感器安装在燃烧室外涵流通道中，确保传感器与气流的接触面积最大化。
使用特殊的连接器和密封材料，确保传感器与流通道之间的良好密封和稳固连接。
4.系统调试：将制造好的调节机构与航空发动机的其他组件进行连接和调试。
通过实验和测试，检验调节机构的性能和可靠性，优化控制系统和调节算法。
汽轮机的调节方式及调节级变工况解析课件
背景介绍
某核电站汽轮机在运行过程中，需要应对多种复杂工况和运行条件，对调节方式和调节级变工况的要求较高。
调节方式及调节级变工况解析
该核电站采用了先进的蒸汽阀门控制系统（SVPC），对汽轮机的蒸汽阀门进行实时监测和精确控制，实现了多种复杂的调节方式和调节级变工况的应对策略。
应用效果
采用蒸汽阀门控制系统后，该核电站的汽轮机运行效率得到了显著提高，同时保证了机组的安全稳定运行。
优化方法
先对调节系统进行详细分析，确定需要优化的环节和关键参数；然后制定优化方案，进行实验验证；最后将优化成果应用于实际生产中。
实施步骤
积极引进新技术、新方法，如智能控制、自适应控制等，尝试突破现有技术的限制，实现汽轮机调节方式的技术创新。
技术创新
鼓励企业与科研机构合作，开展汽轮机调节方式的创新实践，积累经验，推动汽轮机调节技术的发展。
THANKS
感谢您的观看。
数字调节系统
早期汽轮机采用机械调节系统，随着技术的发展，电液调节系统和数字调节系统逐渐得到广泛应用。
数字调节系统的出现使得汽轮机控制策略更加复杂和精细化，为汽轮机高效稳定运行提供了有力支持。
02
CHAPTER
汽轮机调节级变工况概述
调节级变工况是指汽轮机在运行过程中，通过调节汽门开度来改变进入汽轮机的蒸汽流量和参数，以适应不同负荷需求和保证机组安全稳定运行的状态。
制定完善的应急处理预案，包括应急组织、通讯联络、现场处置等方面。在调节级变工况发生时，能够迅速启动应急预案，采取有效的处理措施，确保汽轮机的安全稳定运行。同时，加强应急演练和培训，提高操作人员的应急处理能力。
总结词
05
CHAPTER
汽轮机调节方式及调节级变工况的实际应用案例分析
变循环发动机性能优化方法研究
导 叶 角 度 、低 压 涡 轮 导 叶 角 度 和 喷 管 喉 道 面 积 ３个 量 为 多 少 时 ，发 动 机 的 性 能 最 优 是 变 循 环 发 动 机 性 能优 化 的 关 键 。基 于此 ， 笔 者 对 变 循 环 发 动 机 性 能 优化 方法进行研 究。
内 在 性 能 优 势 ， 受 到 了各 航 空 强 国 的重 视 ， 是 目前 航 空 发 动 机 的 重 要 研 究 方 向［ １ － ２ ］ 。 随 着 计 算 能 力 的不 断提 高及 发 动 机 数 学模 型 研 究 的 不 断 深 入 ，计 算 机 仿 真 精 度 也 在 不 断提 高 ，一 定 程 度 上 弥补 了实 验 方 法 的 不 足 ，尤 其 是在 发 动 机 型 号 研 制 过 程 中 ，燃 气 涡 轮 发 动 机 计 算 机 仿 真 技 术 发 挥 了不 可 替代 的 作 用 ［ ３ － ５ １ 。
速 时 的 大 推 力 与 低 速 时 的低 油 耗 。变 循 环 发 动 机 的
轮 导 叶 角 度 、后 混 合 器 面 积 等 参 数 的 条 件 下 ，确 定 发动机核心驱动风扇 级 （ ｃ ｏ ｒ ｅ ｄ ｒ ｉ ｖ ｅ ｎ ｆ ａ ｎ ｓ ｔ ａ ｇ ｅ ， Ｃ ＤＦ Ｓ ）
０ 引 言
由 飞机 发 动 机 设 计 原 理 可 知 ：对 于 持 续 高 马 赫 数 飞 行 任 务 ， 需 要 高 单 位 推 力 的涡 喷 循 环 ； 反 之 ， 如 果 任 务 强 调 低 马 赫 数 和 长航 程 ，就 需要 低耗 油 率 的 涡 扇 循 环 。双 涵 道 变 循 环 发 动 机 可 以 同 时 具 备 高
航空发动机机械液压式导叶调节器优化设计分析
航空发动机机械液压式导叶调节器优化设计分析摘要：为进一步确保航空发动机工作的稳定性和工作效率，需要对其导叶调节器进行合理设计与优化。
通过采用适当的调节器，能够调整导叶的倾角，改变发动机的工作状态，增加或减少喘振裕度、推力。
在发动机导叶调节器中，不仅有多种信号的相互转化，还牵涉到不同协同结构的相互配合效果等等。
因此，其整体研究的难度和范围实际上比较广。
由于受到应用环境、技术等多种因素的影响，导叶调节器会出现各种问题，比如导叶角度偏关等，影响了发动机的整体性能。
因此，本文以一台航空发动机为例，探讨了导叶调节器优化的思路和具体方法，并进行了仿真，通过研究相关内容，最终通过了校验，有效提高了发动机的整体质量。
关键词：航空发动机；导叶调节器；优化设计导叶是航空发动机的核心部件之一，而导叶调节器就是决定导叶发挥功效和作用的“开关”。
如果没有导叶调节器，发动机就无法提供动力，因此，导叶调节器的工作质量是非常重要的[1]。
近年来，随着我国航空业的快速发展，飞机的运行环境及发动机工况的变化，使得飞机涡轮风扇的导叶性能也随之发生变化。
当前，所有的飞机都是利用航空综合管控系统，将发动机的功能发挥到最大，进而可以有效地提升航空发动机在各种工作环境下的最优性能[2]。
通过导叶调节器，能够发动机导叶的角度进行调整，进而改变发动机工作特性。
在机械液压控制系统中，导叶一般通过凸轮来实现对角度的控制，与数字电子控制相比，它的抗干扰能力更强，但与此同时，缺少自动化以及精准性也是影响其性能发挥的重要因素，因此，对航空发动机机械液压式导叶调节器进行优化，能够赋予飞机更好的安全性能，推动航空事业发展。
1.航空发动机机械液压式导叶调节器优化设计要求1.1温度控制由于导叶角度驱动是通过动筒动环得以实现，因此，导叶的角度与动筒活塞的位置成比例，为方便实施该方案，用发动机压气机入口的温度来代表本地的温度，可由下列公式来获得：1.2导叶控制在导叶控制时，利用由毛细管、螺旋管及波纹管组成的螺旋毛细管温度传感器来感知发动机的空气温度，再用离心器来感知发动机转速。
A题-2013全国研究生数学建模竞赛A题
变循环发动机部件法建模及优化由飞机/发动机设计原理可知，对于持续高马赫数飞行任务，需要高单位推力的涡喷循环，反之，如果任务强调低马赫数和长航程，就需要低耗油率的涡扇循环。
双涵道变循环发动机可以同时具备高速时的大推力与低速时的低油耗。
变循环发动机的内在性能优势，受到了各航空强国的重视，是目前航空发动机的重要研究方向。
1 变循环发动机的构造及基本原理** 基本构造双涵道变循环发动机的基本构造见图1、图2，其主要部件有：进气道、风扇、副外涵道、CDFS涵道、核心驱动风扇级（CDFS）、主外涵道、前混合器、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后混合器、加力燃烧室、尾喷管。
双涵道模式下，选择活门和后混合器（后VABI）全部打开；单涵道模式下，选择活门关闭，后混合器关小到一定位置。
进气道风扇副外涵道前混合器核心驱动风扇级（CDFS）主外涵道高压压气机主燃烧室高压涡轮低压涡轮后混合器加力燃烧室尾喷管模式转换活门涡扇工作模式（图上半部分）涡喷工作模式（图下半部分）图1 变循环发动机的基本构造图2 双涵道变循环发动机结构示意图图中数字序号表示发动机各截面参数的下脚标各部件之间的联系如图3所示，变循环发动机为双转子发动机，风扇与低压涡轮相连，CDFS、高压压气机与高压涡轮相连，如图3下方褐色的线所示。
蓝色的线表示有部件之间的气体流动连接（图3中高压压气机后不经主燃烧室的分流气流为冷却气流，在本题中忽略不计）。
图3 变循环发动机工作原理图**工作原理变循环发动机有两种工作模式，分别为涡喷模式和涡扇模式。
发动机在亚音速巡航的低功率工作状态，风扇后的模式转换活门因为副外涵与风扇后的压差打开，使更多空气进入副外涵，同时前混合器面积开大，打开后混合器，增大涵道比，降低油耗，此时为发动机的涡扇模式。
发动机在超音速巡航、加速、爬升状态时，前混合器面积关小，副外涵压力增大，选择活门关闭，迫使绝大部分气体进入核心机，产生高的推力，此时为发动机的涡喷模式。
先进变循环发动机技术研究分析报告
先进变循环发动机技术研究黄春峰《航空制造技术》现代航空发动机技术走过了百年地辉煌历程，已经发展得非常成熟.今天，传统地航空动力技术将面临严峻地挑战，世界航空动力技术呈现出强劲地加速发展态势，将引发第三次动力“革命”.为适应未来新一代先进战机地更高、更强、更狠、更霸地发展需要和对成本、速度、环境和燃料高效利用等方面地高要求，一些主要航空国家持续实施先进航空发动机研究和发展战略计划，加速研发以变循环及组合发动机为特征地第五代航空发动机[1].专家一致认为，新一代战斗机地竞争将不再是机械性能和飞行员地素质地较量，而是人工智能地比拼.第五代战机地性能将包括高于5马赫地速度、多光谱隐形能力以及传感器融合能力等，同时还将具备无人驾驶地飞行能力，并且有可能采用核动力航空发动机.第五代战机地动力为超声速、超智能、超隐形、超低成本全新概念地发动机[2-3].变循环发动机军事需求与发展背景传统航空涡轮发动机地热力循环特性是固定不变地，一种发动机只能在一种模式下工作，并且仅在有限地飞行范围内具有最好地性能.先进地变循环发动机（Variable Cycle Engine, VCE则不同，它是一种多设计点发动机，通过改变一些部件地几何形状、尺寸或位置，来调节其热力循环参数（如增压比、涡轮进口温度、空气流量和涵道比），改变发动机循环工作模式（高推力或低油耗）使发动机在各种飞行情况下都能工作在最佳状态.与此同时，变循环发动机能以多种模式（包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等）工作，因而在亚声速、跨声速、超声速和高超声速飞行状态下都具有良好地性能.在涡喷/涡扇发动机领域，VCE研究地重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机地性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声⑷.在未来陆、海、空、天、电多维力量和多维战场地信息化战争中，配装先进动力系统地航空武器装备是一个重要环节，是夺取制空权和决定战争胜负地决定性因素之一.VCE概念地提出可以追溯到20世纪60年代，随着涡轮风扇发动机地问世，它优越地亚音速性能，高地推进效率，使得发动机设计师不断地追求更大涵道比地发动机.在超音速飞行状态，由于大涵道比地涡扇发动机耗油率明显高于等推力级地小涵道比涡扇发动机，因此限制了超音速飞机发动机涵道比地进一步增加.为了使航空发动机在亚音速和超音速状态下都具有较好地性能，国外航空发动机科学家提出了变几何和VCE思想[4-5].VCE地优点就是在宽广地飞行包线内，都能保持很好地效率和较低地耗油率，可以看作将亚音速性能很好地大涵道比涡扇与超音速性能很好地小涵道比涡扇、涡喷取各自优点，结合成一台发动机.实践证明，VCE技术以其内在地性能优势，能够满足强大地军事需求，并显示出巨大地应用发展潜力（见图1），已经受到了各航空强国地重视，是目前航空动力主流地研究方向.b5E2RGbCAP面对变桶环发动机技术的军事需求特别是在先进战斗机研究方面，自20世纪60年代以来，战斗机一 方面朝着多用途方向发展；另一方面，飞机地飞行包线不断扩大，特别是 在20世纪80年代后，人们更加重视飞机机体/推进系统一体化设计.由于 VCE 在满足上述指标方面地优势尤为明显， 于是，对军用战斗机用地VCE 研 究逐步开展起来.国外最早地VCE 是美国20世纪60年代初在SR-7“黑鸟” 上投入使用地J58发动机[6]，该发动机可在涡喷发动机模式和冲压发动机 模式之间转换，是到目前为止投入生产地变循环发动机 .迄今，VCE 技术已有50年地探索研究与发展历程（1960~2010年）. 国外各大航空发动机公司，如英国地罗 ？罗公司、 法国地SNECM 公司、日 本地工业科学与技术研究所和美国地 GE 公司等，均在不断地进行变循环发 动机概念设计和方案设计研究，并进行试验验证 .从早期地VCE 既念提出， 到目前具有实际使用功能地 VCE F120 F136地研制成功，VCE 设计概念和 设计方法大致经历了 5次大地技术发展，开发出了具有代表性地 5代VCE 分别是 Y J101、GE21GE37 可控压比发动机（COP —— Con trolled pressure ratio engine ） 和 Advent 发动机（表 1） [7-8].GE 公司地 F120是第一台经过飞行试验验证地(双外涵)变循环发动机 .现在F120发动机地JSF 改强烈的平昭:求战肌脸展方|<>1 战机任务剂面A:机动更大«■战T-祚型F136发动机作为JSF( F-35)轻型多用途联合攻击机地备用推进系统正处于发展、研制和完善中.plEanqFDPw表1 VCE的5个发展阶段时期典型特征总休细构I9AIK197O VAI*COM涵道比可调取轴、匣外諭1970-1974MOBY VCK分布式呱划三轴、恩外謫1974-1985GK21,Gm双轴、取外涵I9H5-1995H20 J 136n适应模蕊选择阀门収轴、取外涵1995^2010HTA、Advent1K适用性収轴、戏外論变循环发动机技术地新发展1 ADVENT(自适应发动机)计划自适应发动机是国外正在发展地先进变循环发动机.国外研究地变循环发动机地方案主要有单涵道、双涵道、串联/并联式选择放气变循环等类型.目前，国外正在发展带第三个涵道地自适应发动机( AdaptiveVariable Cycle En gi ne ,ADVENT )，其技术特征是第三个涵道内地气流温度较低，可用于提取更多地功率和实现更好地热管理，也可减小安装阻力，改进进气道总压恢复，降低排气温度，减少红外信号.这不仅为未来军民用飞机带来航时、航程、速度和隐身等方面地巨大收益，同时可以满足传感器、武器和通信设备对发动机功率提取地更高要求.美国空军研究实验室(AFRL预计，自适应发动机地燃油效率将比F135发动机地高25%可以使飞机地作战半径增加25%~30%续航时间增加30%~40%可以满足下一代战斗机、轰炸机、战术战机、超声速客机和高超声速飞行器等多种军民用飞行平台地动力需求，是当前世界航空发动机领域地发展重点ADVENT计划是IHPTET计划后续计划VAATE第二阶段地一个标志性计划，计划发展地技术将使发动机能够独立地改变通过风扇和核心机地空气流量和压比，实现大幅度地变循环功能.国内外普遍认为，自适应发动机将成为是航空涡轮发动机发展史上又一个重大里程碑，其意义相当于涡喷发动机向涡扇发动机地跨越，是真正地“游戏规则改变者”，其发展将引发航空推进领域地一场革命，也将实现航空航天领域地深度融合与跨越式发展[9].自适应发动机是在GE公司第四代VCECOP基础上发展地，是VCE 地第5个发展阶段.它在COP布局上又增加了一个部件，即在发动机外围又增设一个涵道，有一个从主风扇出来地单独流道，并且采用一个“Flade ” 级接在转子叶片上地风扇(fan-on-blade )，这是接在风扇外围地一排短地转子叶片，后面有单独可调静子[10].在超声速运输机上，这种设计理念能够使发动机改变其空气流量和单位推力，以适应超声速巡航、跨声速加速和亚声速巡航要求，使发动机兼有民用飞机高涵道比涡扇发动机和战斗机低涵道比涡扇发动机地特点.因此此款发动机适用于多种飞行平台，包括超声速、亚声速地攻击/运输及情报、监视和侦察平台.另外，发展多用途地发动机不仅可降低研制成本，而且也是目前无人机动力发展地必由之路.因为这些飞机地生产数量一般不会大到足以支持发展一种新地发动机地地步.目前，美国海军正在考虑将ACE S于其无人空战系统(UCAS-N)及改装F/A-18E/F 和EA-18G飞机.ADVENT计划瞄准未来战斗机发动机，将发展地技术有：单独可变流量和压比地辅助风扇；高温多转子机械系统；高剩余功率、流量和压比可变地核心机；可在大流量范围工作地高效涡轮；综合地热管理技术；进/排气综合改进技术.ADVENT计划中要研究地关键部件是低压系统，以及如何通过风扇流量变化来改变涵道比地技术.通过这种改变使发动机实现变循环特性，从而保证飞机在起飞时具有较大推力，在巡航状态具有低耗油率.自适应发动机未来地路还很长.按照美国国家航空航天局（NASA 对技术完备或成熟程度（TRL共9级地定义和分类，其中达到TRL=5说明技术已经完成了部件验证.TRL=6表明完成了验证机试验，技术已经可以用于型号原型机地研制.TRL=9就已经是批生产、成熟并具有使用经验地技术. 例如，先进地F135发动机地有关技术部分达到了9级水平并已经用于型号，而自适应通用发动机技术需要通过验证机来达到6级地水平，通过30多年来研究地变循环技术才能用于实用型号发动机地设计[11-12].目前，国外自适应发动机技术已进入加速发展阶段，欧美在自适应发动机技术研究方面取得了突破性进展.2007年4月，GE公司和美国罗？罗公司各赢得美国空军研究实验室地ADVEN项目第一阶段合同，其中GE公司和罗？罗公司分别获得地2.3亿美元和2.96亿美元合同.主要工作包括概念探索、关键部件技术研发和试验，并开始整机地初步设计和详细设计、分析，以及风险减少研究.其中GE公司负责核心机设计，罗？罗公司负责低压系统设计，关键部件地试验包括全环燃烧室试验、陶瓷基复合材料部件地研究与试验，并完成一台核心机试验.在ADVENT+划第一阶段，技术重点放在使耗油率降低25%和降低用于热管理地冷却空气温度地开发上.根据计划安排，美国军方最初希望在第一阶段结束后，最终地VCE 设计由单个地承包商完成.但是，在2009年10月，美国空军决定由罗？罗个人收集整理_ _ _仅供参考学习一公司和GE公司继续参与ADVENT计划第二阶段工作，罗？罗公司继续承担其负责部件地试验和整机集成技术，GE公司继续研制核心机.这一阶段地工作将完成达到技术成熟度TRL6地发动机详细设计，开发一台风扇流量和压比可变地自适应发动机技术验证.该计划中地全尺寸验DXDiTa9E3d证机预计在2013年进行地面验证，验证成熟地技术有可能用于2018~2020年间推出地VCE上[13-14].2012年9月，美国空军选择了GE和P&V公司参与为其4年地自适应发动机技术发展（AETD计划，将变循环发动机技术地发展推向了一个新地阶段，ADVENT和AETD计划地成功实施将使自适应发动机技术完全成熟，并可能提早进入工程与制造发展阶段（EMD .2 RTA （革新涡轮加速器）计划格林公司组合循环发动机技术是在NASA革新涡轮加速器（Revolutio naryTurbine Accelerator ，RTA计划下发展.组合式发动机结合了各单一发动机地优点，使其能够在宽地马赫数一高度范围内高效率工作.其研究难点主要是发动机各要素之间地匹配性.对于完全一体化地组合循环发动机目前还处于研究试验阶段.组合循环发动机从结构上分主要有以下2种：基于涡轮地组合循环（TBCC和基于火箭地组合循环（RBCC .其中，基于涡轮地组合循环发动机主要有涡轮火箭发动机和涡轮冲压发动机.TBCC将成为21世纪从地面起降地空天飞机地动力，可使未来地高超声速飞行器象飞机一样工作，并且可重复使用（大于1000次任务，每年可飞行100次），用途多样，有灵活地发射和着陆点，耐久性高，单位推力大，能采用普通地燃料和润滑剂、成本低.目前，美国、日本和印度等国都在发展TBCC技术，并准备在2006 年以后进行地面试验验证[15-16].革新涡轮加速器（RTA项目，研究用于入轨飞行器低速段地涡轮基推进系统，涡轮基推进系统地应用有可能使太空飞行更接近于飞机地飞行，从而大幅度降低发射费用，提高安全性，并可利用现有地机场地面设施，引发太空飞行地革命性变化.近期，RTA可用于高超声速巡航导弹和第一代攻击战斗机，中期RTA与冲压发动机组合可用于全球快速到达/攻击机，远期可用于进入太空地动力.RTA计划将在目前涡轮发动机（如J58,最高飞行M数3）地基础上，到2012年使飞行马赫数增加25%推重比提高250%部件寿命周期提高2倍. 到2015年，使M数提高35%推重比提高375%关键部件寿命提高4倍只TA 发动机地推重比将为15~20,M4~5.目前，美国GE公司已经获得了缩尺地面试验用发动机地合同，正在发展一种中等尺寸地（直径89~102cm地发动机用于地面试验，威廉斯国际公司和艾利逊先进发展中心（AADC正在竞争© 48cm地用于X-43B地发动机合同.2003年，决定了X-43B飞行验证机用小发动机地合同商.在2005~2006年，最终决定所选择地RBCC或TBCC发动机系统.中等尺寸地RTA地面试验发动机（GTE将评估和验证M4以上地涡轮机械和达到M4所需地先进技术只TA地GTE将为全尺寸地50%~60%并且验证机将采用所有辅助部件如燃油热交换器.GTE主要评估M4以上地涡轮加速器地下列特性：发动机循环性能和适用性、高马赫数下地风车运转、全尺寸RTA地技术验证、高马赫数涡轮部件地可靠性和耐久性、热管理问题、涡论向冲压地模态转换、与发动机进气道和喷管地综合、燃油系统和冷却系统、发动机控制系统.在美国引领着先进VCE技术向前发展地同时，近30年来，国外其他航空发动机公司也在不断地进行VCE概念设计和方案设计研究，并进行试验验证，如英国地罗？罗公司、法国地SNECMA^司、日本地工业科学与技术研究所等，并取得了一定地研究成果[17].进入20世纪90年代后，美国、欧洲和日本又掀起研究超声速（Ma=3和高超声速（Ma > 5 ）科技推进系统地热潮.英国罗？罗提出可选择放弃VCE 法国SNECMA公司提出了中间风扇地MCV99VC方案，风扇设在压气机出口处，有辅助进气口供气，由单独地涡轮带动，该涡轮又由压气机引气驱动.在起飞和亚声速巡航时、外涵道、辅助进气门和压气机引气门打开，风扇系统工作，呈涡扇模式.在超声速巡航时，这3个门都关闭，以涡喷模式工作.变循环发动机地关键技术研究VCE技术是一项综合性较强地技术，与传统涡扇发动机相比技术跨度很大，主要表现为调节参数增加，控制规律更加复杂，对发动机可靠性、维修性也带来了挑战.由于增加了核心机驱动风扇，传力路径和整机布局也与传统发动机有很大不同.同时，对变循环地热力循环机理本身尚存在认识上地欠缺.因此，要使VCE成为现实，需突破总体性能、总体结构、控制系统和机构学等一系列关键技术，如VCE性能仿真、核心机驱动地风扇级CDFS设计、高效可控涡轮导向器、面积可调涵道导向器、低污染燃烧室、高性能低污染外涵加力燃烧室、反速度场同心环喷管、VABI和多变量智能控制系统（自适应控制技术），单级高负荷跨声速高压涡轮和双级无导叶对转低压涡轮等，为VCE地研制提供技术支持[18-19].高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮地优化需要完美地多学科组合，包括气动、传热和结构动力学.从高压涡轮来地跨声速气流地强迫响应需要与低压涡轮地气动性能、冷却和结构响应综合考虑.从变循环发动机涡轮系统计划得到地数据将用来修正设计程序，使低压涡轮设计地重量轻、效率高和抗高周疲劳能力强.结束语在航空发动机地百年发展历程中，航空发达国家持续研究新型动力装置以满足先进飞机地需要，由此先进VCE技术应运而生.VCE是正在研究发展中地五代机地重要动力特征.VCE技术成功解决了战机对单位推力和低耗油率之间地矛盾，能够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与涡喷、涡扇发动机相比，变循环发动机在超声速和亚声速混合飞行任务中综合性能优势明显，高单位面积推力地涡喷循环模式工作，以满足飞行器高速、高机动性飞行；低耗油率地涡扇循环模式工作，以满足长时间续航且对飞行速度无严格要求.因此具有广阔地军事需求，对军机或民机都是非常有用.VCE被誉为是未来飞行器地最佳动力装置之一.在美国IHPTET等计划地强大支持下，VCE技术得到很大地发展.目前，美国地VCE已进入工程实用阶段，GE公司研制地配装YF22飞机地F120 双涵道VCE地成功研制已经充分证明了VCE技术地先进性和可行性，其相关技术地成熟度达到了7级左右.目前，我国正在举国家之力，努力突破航空发动机发展地瓶颈.在这种环境下要研制出先进VCE技术难度相当大.鉴于VCE优异地技术特性、强大地军事需求和实际应用地重要性，我们应高度重视这项新技术地探索研究.通过分析国外在VCE领域地研究成果，借鉴国外地成功经验，结合国内已有地研究基础，制定顶层研究方案，突破VCE工作原理、结构设计、建模和计算、关键技术（核心机驱动风扇级、变面积涵道引射器、可调涡轮导向器和自适应控制技术等），探索VCE研究地零部件和整机试验条件和技术要求条件，掌握其试验方法，为VCE 地验证机与工程研制提供技术储备与支持，最终实现我国先进航空动力地跨越式发展.RTCrpUDGiT版权申明本文部分内容，包括文字、图片、以及设计等在网上搜集整理•版权为个人所有This article in eludes some parts, in cludi ng text, pictures, and desig n. 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XHAQX74JOX转载或引用本文内容必须是以新闻性或资料性公共免费信息为使用目地地合理、善意引用，不得对本文内容原意进行曲解、修改，并自负版权等法律责任• LDAYtRyKfEReproducti on or quotatio n of the content of this article mustbe reas on able and good-faith citati on for the use of n ews orin formative public free in formati on .It shall not misi nterpret ormodify the origi nal inten tio n of the content of this article, andshall bear legal liability such as copyright. zzz6ZB2Ltk。
两种低转速特性外推方法的对比
两种低转速特性外推方法的对比周超;郭佳男【摘要】低转速部件特性是航空发动机部件级模型模拟启动过程中的关键一环.针对低转速部件特性难以用试验手段获取的问题,本文研究了基于相似理论法和基于抛物线法两种低转速部件特性外推方法,详细介绍了其外推步骤.使用两种方法对同一压气机和涡轮特性进行低转速外推,并用整机模型进行节流计算,结果表明,两种方法外推的特性都符合部件特性的分布规律,具有较强的通用性.基于抛物线法外推的部件特性不匹配,需要进一步修正,但是其表征方法可以用于风车启动过程中.【期刊名称】《工程与试验》【年(卷),期】2019(059)001【总页数】5页(P11-14,89)【关键词】相似理论;抛物线;低转速部件特性;外推方法【作者】周超;郭佳男【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西西安710089;中国飞行试验研究院,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】V2311 引言获取涡轮发动机低转速部件特性，是使用基于部件模型模拟航空发动机启动过程的前提。
但是，目前已知的特性几乎都是慢车以上获得的，一方面试验花费大、周期长，另一方面，试验过程必须考虑二次流损失、雷诺数、流量的连续性等因素的影响，很难获得发动机各部件的低转速部件特性。
即使通过试验方法获得的结果，也必须进行修正[1]。
因此，预测和建立低转速部件特性图显得尤为重要。
发动机低转速部件特性预测方法有很多，常用的有特性外推法、逐级叠加法和逐级分解法[2]、神经网络法[3]、遗传算法[4]、支持向量机[5]、基于流动相似原理指数法[6]以及基于抛物线法[7]。
特性外推法是基于发动机大量的试验数据以及经验关系来估算不同外界条件下发动机各个部件的流量、热焓、效率等参数，这种方法比较简单，但是准确度不高，需要依靠大量的试验数据以及经验公式。
逐级叠加法和逐级分解法使用多项式的方法来模拟压气机的特性，再外推这些多项式来得到压气机的低转速部件特性。
但分析认为，该方法从中等流量系数区到低流量系数区外推时可以得到压气机特性所需的原始数据，但极高或者极低的转速时，该方法外推出来的特性不具有准确性。
一种涡轮导向器喉道面积调节方法[发明专利]
![一种涡轮导向器喉道面积调节方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/f78a3bb2e43a580216fc700abb68a98271feac9a.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910714905.8(22)申请日 2019.08.02(71)申请人 中国航发贵阳发动机设计研究所地址 550081 贵州省贵阳市云潭北路602号中国航发贵阳发动机设计研究所(72)发明人 朱培模 祁麟 韦继勤 张周康 蒋竞升 石伟 李义平 冀国锋 栗尼娜 林垲 梁湘华 (74)专利代理机构 中国航空专利中心 11008代理人 杜永保(51)Int.Cl.F01D 17/14(2006.01)F01D 9/02(2006.01)(54)发明名称一种涡轮导向器喉道面积调节方法(57)摘要本发明属于航空发动机及燃气轮机领域，具体涉及一种涡轮导向器喉道面积调节方法。
在现有涡轮导向器两叶片之间插入副叶片，所述副叶片形状与导向器叶片中弧线形状相似。
采用本发明提出的方法，设计简单，易于实施。
本发明采用的升降式副叶片的涡轮导向器流通能力调节结构不会带来叶片与上、下缘板连接处的大量间隙，通过合理的封严设计可以有效控制泄漏问题，产生的泄漏损失显著低于旋转式可调导叶结构。
权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 110617117 A 2019.12.27C N 110617117A1.一种涡轮导向器喉道面积调节方法，其特征在于；在现有涡轮导向器两叶片之间插入副叶片，所述副叶片形状与导向器叶片中弧线形状相似。
2.根据权利要求1所述的涡轮导向器喉道面积调节方法，其特征在于；所述副叶片通过液压作动筒插入涡轮导向器两叶片之间。
3.根据权利要求1所述的涡轮导向器喉道面积调节方法，其特征在于；所述副叶片的数量为涡轮导向器叶片数目最小整除数的整数倍。
4.根据权利要求1所述的涡轮导向器喉道面积调节方法，其特征在于；所述副叶片的端面设置有连接轴。
5.根据权利要求4所述的涡轮导向器喉道面积调节方法，其特征在于；所述连接轴为两根，设置在副叶片的两端部。
一种两级导叶可调的模拟方法
一种两级导叶可调的模拟方法周超;张浩【摘要】现代发动机压气机压比设计状态较高,压气机特性线较陡,在节流状态发动机很快达到喘振,而压气机导叶调节作为一种行之有效的方法,越来越广泛地参与到发动机调节控制中.同时特性图的插值是发动机部件级模型关键一环.本文提出了一种压气机两级导叶可调的四元插值方法,能够对压机导叶进行无极可调模拟仿真.结果表明,该方法的正确性和通用性,经过发动机整机计算表明导叶调节可以提高发动机的稳定性,该方法对静子导叶调节规律的制定和优化具有指导性的意义.【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2019(030)003【总页数】6页(P19-24)【关键词】两级导叶可调;压气机;插值方法;部件模型【作者】周超;张浩【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西西安 710089;中国飞行试验研究院,陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V231.3轴流压气机是现代航空发动机的核心部件，不仅对发动机性能有着很大的影响，更是决定着发动机的工作稳定性。
对于军用发动机，有慢车、额定、中间以及最大状态，对于民用发动机，有慢车、爬升、连续和起飞状态，因此发动机不仅需要保证设计点的性能和可靠性，而且还需要兼顾非设计点性能，尤其是低转速状态。
现代航空发动机均采用高负荷压气机，特性线比较陡，在较低转速下发动机容易喘振，现代航空发动机都采用进口导叶调节方法来改善压气机工作状态[1,2]。
为了改善压气机的性能及工作范围，现代航空发动机高压压气机采用了多级可调静子叶片，在制定静子叶片调节规律、确定静子叶片各级安装角度时，如果采用试验方法，成本较高，周期较长，而且如果导叶角度调节量过大，试验过程可能会对叶片产生不可恢复的损伤；此外，特性的插值算法是建立部件级发动机模型的关键环节。
因此，开展静子导叶调节角度的模拟仿真十分必要。
目前，国外对导叶可调发动机的整机建模相当成熟，并开发出了相应的商业软件投入到市场中，如ITAPS，GasTurb等[3]，但是国内由于起步晚，研究多局限在单级或者多级联动的模拟仿真[4]，对于多级导叶的调节规律制定多是采用试验手段。
变循环发动机调节机构研究现状
道引射器、静叶调节机构），阐述其调
节机理及发展现状。
模式转换阀
第二外涵道
第一外涵道
模式转换阀
模式转换阀是用来调节发动机的涡喷工 作模式或涡扇工作模式的结构，典型的 模式转换阀位于外涵道进口 ：当发动机 在相对高速飞行状态工作时，阀门能调
图 2 模式转换阀的一种被动控制方案
航空动力 I Aerospace Power 2019年 第4期 43
图 3 主动控制的模式转换阀结构
涵通道的开合 ；该结构方便简单，节
省空间，但会为安装、拆卸和维修带
制同步环沿发动机轴向平移，同步环的
平动式涵道引射器
来不便。另外一种平动式前涵道引射
移动带动连杆的转动，进而控制阀门沿
平动式涵道引射器是指通过一 器（如图 4 所示）则通过多个均布在
铰接在机匣上的铰链转动，从而实现外 系列操作，由作动系统带动环状阀 机匣上的作动器推动活塞杆来控制平
从20 世纪 50 年代起，变循环发 动机方案就被提出，经过不 断的研究、改进和优化，方
案已日趋成熟（如图 1 所示）。变循环
发动机通过改变发动机一些部件的几何
形状、尺寸或位置，实现不同的热力循
环，使得发动机在不同飞行条件下可分
别工作于涡喷和涡扇两种模式，在整个
图 1 GE 公司的 YF120 变循环发动机
动控制的方案有几个比较明显的优势 ： 确连续地改变内外涵之间的连通面
平动式后涵道引射器与前涵道
控制的效果更加稳定 ；通过阀门片的型 积 ；但考虑到密封问题，阀门与机 引射器的工作原理基本相同。例如，
面设计可有效降低气流在此处的压力损 匣之间间隙较小，在运动过程中会 GE 公司提出的方案（如图 5 所示）：
摩托车用发动机的循环比优化技术
摩托车用发动机的循环比优化技术摩托车发动机是摩托车的核心部件之一，其性能直接关系到摩托车的动力输出和燃油经济性能。
循环比是发动机性能的重要指标之一，对于优化发动机的燃烧效率和动力输出具有重要意义。
本文将探讨摩托车用发动机的循环比优化技术，并分析其对发动机性能的影响。
循环比是指发动机在一个工作循环中气缸内初始压力与排气活塞位置时的压力之比。
循环比的优化可以提高发动机的燃烧效率和功率输出，实现更高的能效和动力性能。
循环比的优化可通过多种方法来实现，下面将介绍几种常用的循环比优化技术。
首先，可以通过调整进气量和喷油量来优化循环比。
在保证燃气充分燃烧的前提下，增加进气量和喷油量可以提高缸内压力，从而提高循环比，增强发动机的动力输出。
通过精确控制进气量和喷油量，可以在不浪费燃料的情况下实现更高的循环比，提高燃烧效率。
其次，可利用可变进气道技术来实现循环比的优化。
可变进气道技术可以根据发动机负荷和转速的变化调整进气道的截面积和长度，以提供最佳的进气效果。
通过优化进气道的形状和长度，可以改变进气道中的气流速度和压力分布，从而影响循环比。
通过可变进气道技术，可以在不同负荷和转速条件下实现最佳的循环比，提高发动机的整体性能。
第三，采用增压技术可以实现循环比的优化。
增压技术通过增加进气压力，提高气缸内的压力，从而增加循环比。
常见的增压技术包括涡轮增压和机械增压。
涡轮增压通过利用排气气流的动能驱动涡轮，增加进气艏的压力，实现增压效果。
机械增压则通过机械方式增加进气压力，提高缸内压力。
增压技术可以在不增加发动机排量的情况下实现更高的循环比，提高发动机的动力输出。
最后，采用可变阀门技术也是一种优化循环比的方法。
可变阀门技术可以根据发动机负荷和转速的变化控制进气和排气门的开启和关闭时间，以调整气缸内的气流动力学特性。
通过控制进气和排气阀门的开闭时间，可以改变气缸内的气流速度和压力分布，影响循环比。
可变阀门技术可以提高发动机的热效率和动力输出，实现更高的循环比。
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。
浅谈航空发动机高低导面积匹配对转差影响的研究论文（合集）
浅谈航空发动机高低导面积匹配对转差影响的研究论文（合集）第一篇：浅谈航空发动机高低导面积匹配对转差影响的研究论文引言转差不合格是制约航空发动机生产的主要问题。
平均故障发动机要反复排故很多次才能达到技术要求。
转差问题顽固的发动机重复试车次数增多，致使发动机生产周期过长。
转差问题严重制约了航空发动机的生产进度，并额外占用大量企业资源，增加了不必要的制造成本，成为航空发动机制造的质量技术瓶颈。
本文通过理论与工程实际相结合以及大量的试验验证，确定了高低压涡轮导向器最佳排气面积控制区间和最佳高压涡轮转子叶片与静子机匣间隙两种方式解决转差不合格率高的技术难题。
采取了上述措施后，航空发动机转差不合格率大幅降低，基本解决了转差不合格故障对发动机生产的制约。
转差的概念及影响转差的因素2.1 转差的概念转差是航空发动机控制高压压气机稳定工作裕度的关键参数，即通过调整发动机的转差可改变高压压气机共同工作线在高压压气机特性图上的位置。
转差直接影响发动机在使用中的可靠性，是航空发动机验收的主要指标之一。
2.2 影响转差的因素一般来说，转差故障解决措施有控制高低压涡轮导向器最佳排气面积、控制最佳高压涡轮转子叶片与静子机匣间隙、使用加长转子叶片的高压压气机及温度修正试验试车等几个方面，本文针对高低压涡轮导向器面积匹配对转差的影响开展一系列研究。
航空发动机的转差是：在n1=常数、喷口面积为常数的调节规律下，在中间状态低压相对换算转速n 1hs=100.5%的条件下涡轮前燃气换算温度T3hs与高压相对换算转速n 2hs之间的关系，转差△S=f(n 2hs，T3hs)。
当A低导、A高导确定后，则反映在一定转差下n 2hs=f(T3hs)的关系。
由此可知发动机的转差线一旦确定之后，高压转子的共同工作线也即确定，如转差在规定的范围内，高压压气机的稳定工作裕度即可以得到保证，同时也直接保证了发动机涡轮前温度与高压转速之间良好的匹配，使发动机在可靠工作的前提下性能得以充分发挥。
两种米勒循环方案对发动机性能影响对比
两种米勒循环方案对发动机性能影响对比袁帅;王贺春;林娉羽;王银燕【期刊名称】《应用科技》【年(卷),期】2017(044)005【摘要】应用通过提早或迟后关闭进气门的米勒循环降低缸内最高燃烧温度以达到降低缸内NOx排放目的.基于GT?power软件建立并校准TBD620单缸机的仿真模型,对变气阀重叠角(VVO)和变凸轮型线(VCT)两种米勒循环方案进行仿真分析,对比了二者对TBD620单缸机经济性能及NOx排放的影响.结果表明,两种方案,米勒度越大,低负荷工况油耗越少,高负荷工况油耗先减少后增大;NOx排放明显减少,高负荷时降幅为90%以上.与VCT方案相比,VVO方案的经济性能和排放性能较优.【总页数】6页(P17-21,29)【作者】袁帅;王贺春;林娉羽;王银燕【作者单位】哈尔滨工程大学动力与能源工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学动力与能源工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学动力与能源工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学动力与能源工程学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TK421.21【相关文献】1.两种不同电切手术方案对前列腺增生病人临床疗效及性功能的影响对比研究 [J], 何海宝;王涛;张建勋;刘安2.两种贷款方案对D工程耕地逐年货币补偿投资管理影响对比研究 [J], 彭铃铃;王磊3.两种不同腹腔镜手术方案对卵巢囊肿患者术后胃肠功能恢复及疼痛程度的影响对比 [J], 康燕4.两种不同HAART方案对HIV母婴传播及孕妇、新生儿免疫和造血功能影响的对比研究 [J], 陈悦;曾雅畅;李慕军;潘莲花;罗敏玲;盘兰姣5.两种不同手术入路方案在Ⅰ~Ⅱ期乳腺癌患者中的手术效果对比及其对乳头乳晕区感觉乳房美观性的影响 [J], 赵晓燕;霍彦平;付琳琳;陈薇因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
兼顾多状态的核心机驱动风扇级与高压压气机设计
兼顾多状态的核心机驱动风扇级与高压压气机设计李晓庆【摘要】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,满足了设计指标要求.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2019(045)003【总页数】5页(P7-11)【关键词】变循环发动机;核心机驱动风扇级;高压压气机;气动设计;压缩系统【作者】李晓庆【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V2320 引言变循环发动机结合一些特征部件和机构的几何调节，实现发动机在不同飞行状态下工作模式的转换，以及热力循环参数的调整，使发动机在整个飞行包线范围内都具有最佳热力循环，获取最佳性能[1-3]。
国内外对其开展了大量研究工作[4-8]。
在众多的变循环发动机方案中，美国GE 公司提出的带有核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage，CDFS）的双涵道变循环发动机体现出巨大的潜力[9-10]，被认为是实现多飞行状态下良好性能变循环发动机的首选方案[11-13]。
国内对变循环发动机的研究起步较晚，在变循环核心压缩部件的研究方面，针对CDFS 单独部件的研究较多，针对CDFS 与高压压气机匹配设计方面的研究相对较少[14-15]。
为了开展变循环发动机关键技术的研究，通常在常规发动机的基础上，增加部分变循环特征部件，搭建变循环发动机技术验证平台[16]。
本文的CDFS 就是通过某现有高压压气机的第1级设计修改得到的，与该多级高压压气机后面级共同组成的压缩系统，用于由现有发动机发展得到的变循环技术验证平台。
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图1推力
在设计点状态，两个方案压缩部件工作参数相同，制低压物理转速为100%，主要不同的是引气分配不同，
燃出口温度不同。
由图1、图2可知调节低导方案的推力
和耗油率均好于调节高导方案；
亚巡点时在推力相当情况下，调节高导方案耗油率稍好于调节低导方案；
超巡点在推力相当时，调节低导方案耗油率稍好于调节高导方案；空中点在耗油率相当时，调节高导方案的推力稍微好于调节低导方案。
图3为总空气流量图。
在设计点和亚巡点时两方案的
空气流量基本相同，超巡点调低导方案空气流量稍高，
高空点时调高导方案空气流量稍高。
图4为总增压比图。
在设计点两方案总增压比相同，
图2耗油率
图3空气流量
图4总增压比
图5涡轮前温度
图6总涵道比
图7CDFS 导叶角度调节图
图8高/低压涡轮流量调节图
图9后涵道引射器外涵面积调节量
图10高压相对物理转速
亚巡点和超巡点均是调高导方案总增压比高，高空点是调低导方案总增压比高。
图5为涡轮前温度图，在几个典型工况点的涡轮前温度值均不高，尤其是调节高导方案。
在设计点时压缩部件参数确定情况下考虑到混合室进口内外涵压强平衡问题，因此设计点时燃烧室出口温度值较低，由于冷气分配原因使得调高导方案比调低导方案涡轮前温度更低些。
图6为两方案的总涵道比对比图，在设计点、超巡点和空中点两方案总涵道比相差不大，亚巡点差距较大。
亚巡点差距较大原因如下：
（1）式（1）为涵道比公式[4]，可知，在飞行条件一定时（均为亚巡点），外涵道总压恢复系数、中介机匣总压恢复系数和高压压气机进口面积相当时，调节低导方案的外涵进口面积较大，在发动机低压转子转速相同时，调节低导方案的高压转速较低，因此无量纲密流更小，所以调节低导方案。