变循环发动机部件级建模技术分析
涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究
涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究
任成;贾琳渊;卜贤坤;陈玉春;杨洁
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2024(45)5
【摘要】针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环(TSFVCE)发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。
首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇(CDFS)可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。
【总页数】10页(P26-35)
【作者】任成;贾琳渊;卜贤坤;陈玉春;杨洁
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院;北京动力机械研究所;石家庄市军队离休退休干部第四休养所
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.《航空涡喷,涡扇发动机结构设计准则(研究报告)》的出版在发动机研制中的...
2.基于综合设计的涡轴发动机热力循环方案研究
3.涡扇发动机实现变循环功能的循环参数设计
4.涡轴-涡扇变循环发动机方案设计的多设计点融合算法
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一种变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法[发明专利]
(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 202010374999.1(22)申请日 2020.05.07(71)申请人 南京航空航天大学地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号(72)发明人 鲁峰 李志虎 黄金泉 周文祥 尉询楷 (74)专利代理机构 南京瑞弘专利商标事务所(普通合伙) 32249代理人 秦秋星(51)Int.Cl.G06F 30/15(2020.01)G06F 30/17(2020.01)G06F 30/20(2020.01)G06F 119/14(2020.01)(54)发明名称一种变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法(57)摘要本发明公开了一种变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法,利用现有的变循环发动机非线性部件级动态通用模型,结合航空发动机LPV模型的建模思想,提出变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法。
原有的变循环发动机非线性部件级通用模型通过一组非线性共同工作方程将各个部件连接到一起,通过迭代求解非线性共同工作方程组获得各部件的特性参数,这种迭代求解非线性方程组的过程在模型运行过程的耗时很长,变循环发动机部件级无迭代的方法将这种迭代求解非线性方程组的过程用由LPV模型代替,可以在精度损失较低的情况下显著降低变循环发动机模型耗时,提高变循环发动机模型的实时性。
权利要求书1页 说明书7页 附图6页CN 111680357 A 2020.09.18C N 111680357A1.变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法,其特征在于,包括以下步骤:步骤A),在变循环发动机部件级模型的基础上,设计LPV形式的非线性共同工作方程组的无迭代求解算法,LPV状态转移方程建立转子加速度方程组匹配关系,LPV输出方程组建立部件级流量平衡关系,求解获得发动机的转速和压比等状态参数;步骤B),利用LPV无迭代求解方法,分别构造变循环发动机在单涵模式和双涵模式下部件参数关系,在单、双涵模式切换中引入输出参数惯性环节,在不同模式下采用A8变多胞的方法,从而建立变循环发动机部件级无迭代的机载实时模型。
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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变循环发动机部件法建模及优化研究生数学建模竞赛参赛作品
变循环发动机部件法建模及优化研究生数学建模竞赛参赛作品参赛密码(由组委会填写)第十届华为杯全国研究生数学建模竞赛学校参赛队号队员姓名参赛密码 (由组委会填写)第十届华为杯全国研究生数学建模竞赛题 目 变循环发动机部件法建模及优化摘 要:本文利用附录1、2、3、4给出的特性数据以及计算公式得出了风扇特性表中流量随风扇压比函数值的变化图形规律,求出了给定条件下风扇和CDFS 出口的总温、总压和流量,并进一步建立了发动机非线性平衡方程组求解的遗传算法模型,并得到了给定条件下非线性方程组求解结果,进而了解了给定条件下变循环发动机双涵道模式的工作状况;同时还给出了计算发动机性能最优对应的发动机CDFS 导叶角度、低压涡轮导叶角度和喷管喉道面积的求法。
针对问题一。
第一小问,借用附录3中的压气机压比函数值定义式,求得附录4中风扇特性数据表中各换算转速下增压比对应的压比函数值(见附表一),然后由所得压比函数值及表中流量数据画出了流量随压比函数值变化的图形(见图5-1、5-2);第二小问,首先借助题中给定的物理转速及压比函数值利用附录4中风扇和CDFS 特性数据表插值并利用附录一中公式(2.7)进行修正得到二者对应的增压比c pr 、效率c 和换算流量c W ,由于风扇进口总温、总压=进气道出口总温、总压,CDFS 进口总温、总压=风扇出口总温、总压。
借助修正的增压比、效率、换算流量及题中所给初始条件并利用附录中的相关公式可依次得到了风扇和CDFS 的出口总温、总压及流量分别为378.333、1.288、19.048;431.803、1.774、16.940。
针对问题二。
首先利用附录1、2、3、4中的信息得到了题中7个非线性方程的基本参数表达形式。
将题中的初始条件代入得到了仅含H n 、CL Z 、CDFS Z 、CH Z 、TH Z 、TL Z 、*4T 七个基本参数的具体形式非线性方程组。
本文采用了遗传算法对所得非线性方程组进行了求解,依次进行随机生成初始化群体(即解的初始值)、选择、交叉、变异计算、停止判断操作。
变循环发动机核心机稳态性能计算模型修正方法
变循环发动机核心机稳态性能计算模型修正方法谷彬;李美金;余秋霞;丁朝霞【摘要】针对搭建的变循环发动机核心机稳态性能计算模型的计算结果与试验结果差距较大的问题,提出一种适用于该计算模型的修正方法.即先利用试验数据算出核心机性能参数,选择在模型中作为独立变量的参数代入计算模型,然后换用与这些参数有相关性的修正因子作为模型方程组的独立变量,通过修正因子在模型中的迭代求解实现性能模型的修正.修正前模型计算结果与试验结果最大相差约10%,修正后两者偏差在1%以内,验证了该方法的有效性和工程实用性.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2019(032)002【总页数】5页(P12-16)【关键词】航空发动机;变循环;核心机;核心驱动风扇;性能模型;模型修正;修正因子【作者】谷彬;李美金;余秋霞;丁朝霞【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院,成都610500;中国航发四川燃气涡轮研究院,成都610500;中国航发四川燃气涡轮研究院,成都610500;中国航发四川燃气涡轮研究院,成都610500【正文语种】中文【中图分类】V231.31 引言变循环发动机兼具超声速时大推力与亚声速时低油耗的优点,受到各航空强国的重视,是目前航空发动机的重要研究方向之一。
从20世纪60年代以来,国外各大航空发动机公司进行了多种结构形式的变循环发动机概念设计和方案设计研究,并进行了试验验证,如美国通用电气公司、英国罗·罗公司、法国斯奈克玛公司及日本工业科学与技术研究所等。
其中以通用电气公司的研究最为深入,其研发的F120发动机是第一台经飞行试验验证的变循环发动机[1]。
在F120的基础上,通用电气公司又发展了F136发动机,该发动机参与了美军F35战机替代动力装置的竞争。
国内对变循环发动机的研究还处于起步阶段,且主要集中在变循环发动机建模与性能优化[2-3]及对战斗机任务性能影响[4]等方面。
从工程应用角度看,变循环发动机研究首先需要开展变循环发动机核心机的研究[5]。
变循环发动机部件级建模技术分析
机械与设备2015.11︱357︱变循环发动机部件级建模技术分析变循环发动机部件级建模技术分析栾 仲(龙口港集团有限公司,山东 龙口 265700)【摘 要】将双外涵变循环式发动机作为主要分析对象,创建了发动机部件级的稳态与动态模型,在创建模型的过程中充分考虑了导叶角与其面积改变可能对发动机涡轮等部位造成的影响,该模型可以完成变循环发动机的所有工作模式。
通过模型仿真得知,双涵模式下变循环发动机的实际油耗相对较低,适合飞行装置亚声速运行;单涵模式下变循环发动机的推力相对较高,适合飞行装置超声速运行。
【关键词】变循环发动机;部件级建模;部件特点;技术应用如今的军事航空,以往较为简单的几何固定式航空发动机已无法适应军事飞行装置对于强大的单位推力与低巡航油耗的要求。
近几年,成功将涡轮及涡轮发动机融为一体的全新集成式发动机,逐渐被业内人员所关注,即为变循环发动机。
我国对于变循环发动机的引用与科研起步较晚,现阶主要工作还集中于稳态建模和结构设计环节,在此发动机模式转换动态模拟方面的研究还不够深入。
本文依托于部件级建模技术,创建包括模式选择活门、气流参掺混数学模型,完成变循环发动机模式转换的动态模拟过程,为变循环发动机的合理应用提供理论基础。
1 变循环发动机基本原理变循环发动机实际上就是通过更改其内部某种部件的规格、位置等达到转换热力循环模式的效果,其结构如图1所示。
变循环调节过程可以改变发动机的各项基本参数,比如涵道比、压缩气体流量以及增压比等,能够确保发动机在复杂的状态下都可保持最佳性能。
从涡扇发动机的角度讲,变循环的重点为涵道比变化,比如飞机在持续加速、攀爬或超声速飞行过程中,有效减小发动机的涵道比,使发动机处于涡喷模式,可以大幅提高发动机的单位推力;在起飞、下落或者亚声速飞行过程中,有效增大发动机的涵道比,使发动机处于涡扇模式,可以降低噪音并减少油耗。
图1 变循环发动机结构示意图如上所述,变循环发动机具有两种运行模式,即为单涵模式、双涵模式。
变循环发动机建模方法研究及验证
2 6 4 4
航 空 动 力 学 报
第2 9卷
的一个重要原因 V C E) 研究 变 循 环 发 动 机 ( 是来自战斗机的需求 . E 能够在超声速状态 下 V C 提供足够的单位 推 力 , 在亚声速状态下降低耗油 率, 是应用于第 4 代 多 用 途 战 斗 机 的 理 想 动 力 装 改变 置. E 通 过 调 节 可 变 几 何 部 件 的 状 态, V C 如 流 量、 涵 道 比、 增 压 比、 涡轮 V C E 的循环参 数 , 前温度等 , 使V C E 在不同飞行条件下均具有较 高的性能
收稿日期 : 3 2 0 1 0 7 1 5 - -
) ;江苏省优势学科 ;国家自然科学基金 ( ) ; 基金项目 : 航空科学基金 ( 2 0 1 1 0 6 5 2 0 0 3 6 1 1 0 4 0 6 7 ) ;中央高校基本科研业务费专项基金 江苏省研究生培养创新工程 ( KY X 0 3 0 2 L , 作者简介 : 王元 ( 男, 江苏泰州人 , 博士生 , 主要从事航空发动机建模与控制律研究 . 1 9 8 8- )
( 1. J i a n s u P r o v i n c e K e L a b o r a t o r o f A e r o s a c e P o w e r S s t e m, g y y p y , C o l l e e o f E n e r a n d P o w e r E n i n e e r i n g g y g g ,N ; N a n i n U n i v e r s i t o f A e r o n a u t i c s a n d A s t r o n a u t i c s a n i n 2 1 0 0 1 6,C h i n a j g y j g , 2.C h i n a A v i a t i o n P o w e r l a n t R e s e a r c h I n s t i t u t e p ,Z ) A v i a t i o n I n d u s t r C o r o r a t i o n o f C h i n a h u z h o u H u n a n 4 1 2 0 0 0,C h i n a y p :T A b s t r a c t h e k e c o m o n e n t s m o d e l i n t e c h n i u e s o f v a r i a b l e c c l e e n i n e( V C E) y p g q y g w e r e s t u d i e d .T w o f a n s o f V C E w e r e d i v i d e d i n t o t i a n d h u s e c t i o n s d u r i n m o d e l i n p p g g , r o c e s s t o s u i t t h e c h a r a c t e r i s t i c o f V C E.T h e r e l a t i o n s h i b e t w e e n t h e v a l v e o e n i n h e p p p g t , r e s s u r e r e c o v e r c o e f f i c i e n t o f r e s s u r e t h e d n a m i c r e s s u r e a n d t o t a l b a s s i n l e t t o t a l p y p y p y p , o t b a s e d o n f l o w f i e l d a n a l s i s a n d m o d e l e d b i n t e l l i e n t n e t w o r k.T h e c o b a s s w a s - g y y g y p w o r l e v k i n e u a t i o n s b e t w e e n c o m o n e n t s o f V C E w e r e s e t u T h e n t h e c o m o n e n t e l m o d - - g q p p. p e l o f V C E w a s o t .T h e b a s s m o d e l w a s i m r o v e d .T h e d e s i n o i n t c a l c u l a t i o n s w e r e g y p p g p , c o m l e t e d b a s e d o n t h e E u r o e a n S a c e a n d P r o u l s i o n S s t e m S i m u l a t i o n D a t a b a s e a n d p p p p y s i m u l a t i o n s w e r e c a r r i e d o u t . T h e r e s u l t s o f s i m u l a t i o n s i n d i c a t e t h a t t h e m a t h e m a t i c a l m o d e l , e x h i b i t s t h e s a m e e r f o r m a n c e a s t h e a c t u a l e n i n e e x e r i m e n t .A t l o w M a c h n u m b e r t h e p g p , d o u b l e b a s s m o d e a c h i e v e s h i h e r t h r u s t a n d l o w e r s e c i f i c f u e l c o n s u m t i o n a n d a t h i h y p g p p g , M a c h n u m b e r t h e s i n l e b a s s m o d e s h o w s h i h e r t h r u s t a n d l o w e r s e c i f i c f u e l c o n s u m - g y p g p p t i o n. S o t h e m o d e l i n m e t h o d o f V C E r o o s e d i s f e a s i b l e . g p p :v ;c ;b ; l e v e l m o d e l a s s K e w o r d s a r i a b l e c c l e e n i n e o m o n e n t - y g p y p y ;m c o r e d r i v e f a n s t a e o d e l 响涵道比的状态可调 活门 有 3 个 : , 模式选择活门( 用来确定 MS V) 前可调 面 V C E 以单外涵道或双外涵道模式工作 ; ) , 用来改变通过主外涵道 积涵道引射器 ( B I F VA ) , 的气流流 量 ; 后可调面积涵道引射器( B I R VA 用来改变外涵道 气 流 马 赫 数 , 以保持外涵道气流 与核心机出口气 流 掺 混 时 的 静 压 平 衡 . 这3个状 态可调活门通过各自状态的变化完成内外涵道气 流的重新 分 配 , 实现双外涵道 V C E 在不同飞行 状态下的 大 涵 道 比 变 化 , 是影响 V C E 气动热力 循环参数的重要部件 .
ZN485Q发动机建模和结构分析
ZN485Q发动机建模和结构分析邹惠萍【期刊名称】《《汽车实用技术》》【年(卷),期】2019(000)018【总页数】2页(P127-128)【关键词】柴油机; 缸体; 有限元分析【作者】邹惠萍【作者单位】苏州建设交通高等职业技术学校汽车工程系江苏苏州 215105【正文语种】中文【中图分类】U467柴油机广泛地应用于大型的载货汽车,发动机工作的各种工况处于不断振动和磨损中,燃烧过程中产生的压力使气缸体容易挤压变形,温度的急剧变化以及活塞运动的强烈摩擦影响了气缸体外形和使用寿命。
运用软件对发动机缸体强度进行校核和结构优化。
ZN485Q柴油机具有很复杂的结构外形,各种凸台、轴承孔、冷却水套、加强筋、油道孔和各种隔板安置在发动机缸体的箱体上;简化机体不重要的部分,考虑到发动机在各工况下的工作情况,为了能够更加真实地反映缸体的受力情况。
本次选取ZN485Q柴油机是直列、水冷、四冲程,缸径85mm,行程95mm,标定功率/转速,最大扭矩/转速123/1820N·m/rpm。
确定发动机缸体的材料为HT250铸铁,材料属性为弹性模量E=120GPa=1.2e11Pa,泊松比μ=0.25,密度ρ=7200kg/m3。
得到如图1所示得模型。
为了模拟和反映真实的缸体工作状况,综合考虑第二缸做功时缸盖的螺栓预紧力、曲柄连杆组对缸壁的侧压力,气缸的爆发压力。
其中活塞对气缸的侧压力主要是活塞本身对气缸壁的压力。
(1)缸体受力假设在第二缸处于做功此时,气缸内最大爆发压力为10MPa,活塞的曲轴转角处于8度。
计算得柴油机缸体在第二缸爆发时各个缸缸内气压分别为0.0192MPa,10MPa, 0.097MPa,0.505MPa。
(2)曲柄连杆机构受力当活塞位于8度曲轴转角时,计算得F=52534.8N。
压缩行程也就是活塞的曲轴转角是188度时,计算得F'=509.4N。
由计算公式得各个缸的侧压力分别为-554.6N,2899.7N, -1012.5N,-680.7N。
最新变循环发动机部件法建模及优化研究生数学建模竞赛参赛作品
变循环发动机部件法建模及优化研究生数学建模竞赛参赛作品参赛密码(由组委会填写)第十届华为杯全国研究生数学建模竞赛学校参赛队号队员姓名参赛密码(由组委会填写)第十届华为杯全国研究生数学建模竞赛题 目 变循环发动机部件法建模及优化摘 要:本文利用附录1、2、3、4给出的特性数据以及计算公式得出了风扇特性表中流量随风扇压比函数值的变化图形规律,求出了给定条件下风扇和CDFS 出口的总温、总压和流量,并进一步建立了发动机非线性平衡方程组求解的遗传算法模型,并得到了给定条件下非线性方程组求解结果,进而了解了给定条件下变循环发动机双涵道模式的工作状况;同时还给出了计算发动机性能最优对应的发动机CDFS 导叶角度、低压涡轮导叶角度和喷管喉道面积的求法。
针对问题一。
第一小问,借用附录3中的压气机压比函数值定义式,求得附录4中风扇特性数据表中各换算转速下增压比对应的压比函数值(见附表一),然后由所得压比函数值及表中流量数据画出了流量随压比函数值变化的图形(见图5-1、5-2);第二小问,首先借助题中给定的物理转速及压比函数值利用附录4中风扇和CDFS 特性数据表插值并利用附录一中公式(2.7)进行修正得到二者对应的增压比c pr 、效率c 和换算流量c W ,由于风扇进口总温、总压=进气道出口总温、总压,CDFS 进口总温、总压=风扇出口总温、总压。
借助修正的增压比、效率、换算流量及题中所给初始条件并利用附录中的相关公式可依次得到了风扇和CDFS 的出口总温、总压及流量分别为378.333、1.288、19.048;431.803、1.774、16.940。
针对问题二。
首先利用附录1、2、3、4中的信息得到了题中7个非线性方程的基本参数表达形式。
将题中的初始条件代入得到了仅含H n 、CL Z 、CDFS Z 、CH Z 、TH Z 、TL Z 、*4T 七个基本参数的具体形式非线性方程组。
本文采用了遗传算法对所得非线性方程组进行了求解,依次进行随机生成初始化群体(即解的初始值)、选择、交叉、变异计算、停止判断操作。
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]。
变循环发动机模态转换建模及控制规律设计方法研究
变循环发动机模态转换建模及控制规律设计方法研究郝旺;王占学;张晓博;周莉;王靖凯【期刊名称】《推进技术》【年(卷),期】2022(43)1【摘要】为了实现变循环发动机快速可靠的模态转换,发展了变循环发动机模态转换过渡态模型及控制规律设计方法。
在变循环发动机动态数值仿真程序的基础上,针对模态选择阀与涵道引射器这两个模态转换过程中的关键变几何部件,建立了高精度的气流突扩局部损失模型。
首次提出了可考虑模态选择阀堵塞对发动机性能影响的模态选择阀堵塞模型,消除了由于模型不精确造成的模态转换参数波动。
在建立的变循环发动机数学模型的基础上,提出了基于直接推力控制技术的模态转换控制规律设计方法,考虑了变循环发动机的8个可调参数,采用差分进化算法对模态转换过程进行了优化。
结果表明,本文提出的模态转换控制规律设计方法可以实现变循环发动机快速平稳的模态转换,双外涵转单外涵的参数变化规律与单外涵转双外涵的参数变化规律基本类似,推力在0.6s就稳定在目标推力值,其余参数大多在1.4s 之后才趋于稳定。
本文提出的变循环发动机模态转换控制规律设计方法还可应用于常规航空发动机的加/减速过渡态控制规律设计中。
【总页数】10页(P72-81)【作者】郝旺;王占学;张晓博;周莉;王靖凯【作者单位】西北工业大学动力与能源学院;中国航发沈阳发动机研究所【正文语种】中文【中图分类】V231.1【相关文献】1.基于微分算法的变循环发动机控制器建模研究2.FLADE变循环发动机模态转换过程特性分析3.变循环发动机稳态控制规律设计的新方法4.建模不确定性下变循环发动机自适应控制器设计5.基于梯度法和最大熵方法的变循环发动机加速控制规律设计因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
基于近似模型的变循环发动机稳态性能分析及优化
基于近似模型的变循环发动机稳态性能分析及优化
韩佳;苏桂英;张跃学
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》
【年(卷),期】2017(030)003
【摘要】针对变循环发动机可调节变量多的特点,基于变循环发动机稳态性能计算结果,提出了通过构建和利用近似模型对稳态性能进行分析、优化的研究方法,同时还建立了优化求解程序.以超声速巡航工况稳态性能的分析及优化为例,解析了主要变几何部件调节对推力和耗油率的影响,获得了满足优化条件的性能方案.与传统大范围变几何部件参数研究方法对比验证表明,该方法在提高设计效率方面作用显著.为变循环发动机性能分析及控制规律设计提供了一种研究方法.
【总页数】6页(P16-20,52)
【作者】韩佳;苏桂英;张跃学
【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;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】V231.3
【相关文献】
1.基于蜂群算法的变循环发动机最小耗油率优化 [J], 骆广琦;李游;吴涛;胡砷纛;曾剑臣
2.基于iSIGHT的变循环发动机性能优化 [J], 黄红超;王占学;刘增文;蔡元虎
3.基于迭代均值组合近似模型和序贯优化与可靠性评估法的船舶结构优化设计 [J], 胡新明;王德禹
4.基于全转速综合性能评价的可变循环发动机配气优化 [J], 邸立明;李文跃;夏怀成;赵永生
5.基于径向基组合近似模型技术的立柱结构优化设计 [J], 魏锋涛;史云鹏;张洋洋;黎俊宇;高新勤
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发动机零件特征参数化模型
发动机零件特征参数化模型什么是发动机零件特征参数化模型?为什么发动机零件特征参数化模型在发动机设计中起着重要的作用?如何构建和应用发动机零件特征参数化模型?发动机零件特征参数化模型是一种将发动机零件的特征性能与参数进行建模和分析的方法。
通过以中括号内的内容为主题,我们将逐步解答这些问题。
一、什么是发动机零件特征参数化模型?发动机零件特征参数化模型是通过对发动机零件的功能特性、设计参数和工作条件进行建模和参数化分析,得出发动机零件的性能指标和最佳设计参数的方法。
该模型通过数学建模和计算机仿真,将发动机零件的性能参数与设计参数进行关联,从而实现发动机设计的优化与改进。
二、为什么发动机零件特征参数化模型在发动机设计中起着重要的作用?发动机是现代交通工具的核心部件之一,其性能对整个交通工具的性能和效率有着直接的影响。
发动机零件特征参数化模型可以帮助工程师在设计过程中快速准确地评估发动机零件的性能指标,优化设计参数,提高发动机的效率和可靠性,同时减少研发时间和成本。
具体来说,发动机零件特征参数化模型的应用主要体现在以下几个方面:1. 性能预测与优化:通过建立发动机零件特征参数化模型,可以预测不同设计参数下的零件性能,并进行优化设计。
比如在气缸设计中,可以通过模型预测和优化气缸的燃烧室形状、缸径、缸数等参数,以提高燃烧效率和动力输出。
2. 效率改善与排放控制:发动机零件特征参数化模型可以帮助工程师改善发动机的燃烧效率,降低燃油消耗和排放,满足国家和环保标准。
例如,在进气系统设计中,可以通过模型分析不同进气道长度、截面积和进气压力等参数的影响,以实现最佳的进气效果。
3. 可靠性评估与寿命预测:通过建立发动机零件特征参数化模型,可以对零件的工作条件进行仿真分析,预测零件的寿命和可靠性,并进行优化设计。
这对于发动机的可靠性和维修成本的控制至关重要。
4. 产品开发与改进:发动机零件特征参数化模型可以用于现有产品的改进和新产品的开发。
变循环发动机建模方法及变循环发动机部件级模型[发明专利]
专利名称:变循环发动机建模方法及变循环发动机部件级模型专利类型:发明专利
发明人:陈浩颖,张海波,胡晨旭,胡忠志,郑前钢,李秋红
申请号:CN202010770766.3
申请日:20200804
公开号:CN111914365A
公开日:
20201110
专利内容由知识产权出版社提供
摘要:本发明公开了一种变循环发动机建模方法,其中副外涵道气流计算模型的建立步骤具体如下:计算变循环发动机在不同模式选择活门开度下的流场,并进而获得风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与不同模式选择活门开度之间的对应数据;根据所述对应数据,利用二维插值方法将风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与模式选择活门开度进行关联;根据风扇涵道比、副外涵总压恢复系数与模式选择活门开度之间的关联关系,建立风扇涵道比及副外涵总压恢复系数与高度、马赫数、模式选择活门开度之间的关系函数,并分别代入核心驱动风扇级流量平衡方程、副外涵出口总压计算公式。
本发明还公开了一种变循环发动机部件级模型。
相比现有技术,本发明具有更高精度和实时性。
申请人:南京航空航天大学
地址:210000 江苏省南京市江宁区将军大道29号
国籍:CN
代理机构:北京德崇智捷知识产权代理有限公司
代理人:杨楠
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面对对象的变循环发动机数值模拟软件的开发_范珍涔
参考文献
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, 1997 2 Dasgupta B, Mruthyunjaya T S.A Newton-Euler formulation for the inverse [J] .Mechanism and machine dynamatics of the Sterwart platform manipulator Theory, 1998, 33 (8 ) : 1135~1152 3 郭祖华.并联刀具磨床的动力学优化设计 [D] .北京航空航天大学学报, 2001 刘伟, 高峰.6-PSS 并联机器人动力学模型的牛顿—欧拉方法 [J] .机 4 张建政, 械设计与研究, 2007, 23 (3 ) : 54~57 5 邱志成, 谈大龙, 赵明扬 . 并联机器人研究现状 [J] . 机械制造, 2000, 38 (428 ) :27~29
混 合 室
高 压 涡 轮
5
加 尾 力 燃 喷 烧 室 管
45
图 1 变循环发动机的结构图
上图中, 各截面符号分别代表: 1.进气道进口截面, 2.风扇进口 截面, 21.CDFS (核心驱动风扇级 ) 进口截面, 24.压气机进口截面, 3. 燃烧室进口截面, 4.高压涡轮进口截面, 45.低压涡轮进口截面, 5.低 压涡轮出口截面, 6.加力燃烧室进口截面, 7.加力燃烧室出口截面, 8—尾喷管喉部截面, 9-喷管出口截面, 13. 选择通道进口截面, 125. 前 VABI (可变涵道面积引射器 ) 涵道截面, 15.外涵混合室出口截 面, 163.外涵道流至混合室气流出口截面, 263.外涵道流至喷管气流 出口截面。 其中, 13 截面、 125 截面的面积分别通过两个可变涵道面 VABI2 ) 来进行调节。 163 截面的面积同样也通过 积引射器 (VABI1、 一个可变涵道面积引射器 (后 VABI ) 来进行调节。 风扇、 CDFS、 压气 机则可以通过自身的导流叶片角度的变化来调节各自的流量。 再分析该发动机的工作机理,该发动机具有以下两种工作 模式: 单外涵模式, 这种模式下, VABI1 关闭; 双外涵模式, 此模式 下, VABI1 打开。
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。
第十届华为杯-变循环发动机部件法建模及优化
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程中的目标函数值曲线进行分析,发现遗传算法早期向最优解逼近的速度相当迅速,之 后随着个体间的差别减小,整个算法的计算效率有所下降,随着迭代次数的增加,会逐 步逼近最优解。 这说明遗传算法对于迭代初值的要求不高, 具有全局搜索能力强的特点。 对于问题 3,建立关于推力和油耗率以及燃烧室出口温度的综合评价模型,将三指 标无量纲化后采用线性加权即可得到综合评价指标的表达式,假设 CDFS 导叶角度、低 压涡轮导叶角度以及喷管喉道面积三个量对综合评价指标的影响相互独立,考虑在其他 两个量为定值的情况下单独研究某一量对综合评价指标的影响,即可得到三条相互独立 的性能曲线,每条曲线对应的极值点即为发动机性能最优时的解。 关键词:二维插值;误差实验;非线性方程组;遗传算法;综合评价
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问题重述
变循环发动机飞机飞行过程中有两种模式,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,即涡喷飞行模式;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,即涡扇模式。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[1]。 变循环发动机通过改变发动机某些部件的几 何形状、尺寸或位置来改变其热力循环。通过变循环调节改变发动机的循环参数,如涵 道比、空气流量或增压比,可使发动机在各种工作状态下都具有最优的性能.对涡扇发 动机而言,VCE 研究的重点是改变涵道比,如在加速、爬升和超声速飞行时,减小涵道 比,以涡喷模式工作,使发动机具有高的单位推力;在起飞、下降和亚声速飞行时,增 大涵道比,以涡扇模式工作,降低起飞噪声和巡航耗油率。 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[2, 3]。结合本题,需要研究的问题主要有以下几点: 先画出附录 4 中风扇特性数据表中流量随压比函数值变化的图形;设在发动机飞行 高度 H 11km , 飞行马赫数 Ma 0.8 的亚音速巡航点, 导叶角度均设置为 0°, 风扇和 CDFS 的物理转速都为 0.95,风扇和 CDFS 的压比函数值都为 0.5 ,求风扇和 CDFS 的出口总温、 总压和流量。 设在发动机飞行高度 H 11km ,飞行马赫数 Ma 0.8 的亚音速巡航点,采用双涵道 模式,导叶角度均设置为 0°,选择活门完全打开,副外涵道面积设为 1.8395e+003 ,后混 合器出口总面积设置为 2.8518e+004,尾喷管喉道面积 A8 9.5544e+003 , nL =0.85 。请运 用或设计适当的算法求解由发动机 7 个平衡方程组成的非线性方程组。要求陈述算法的 关键步骤及其解释,尽可能讨论算法的有效性。 设在发动机飞行高度 H 11km ,飞行马赫数 Ma 1.5 的超音速巡航点,发动机采用 单涵道模式,将选择活门面积设置为 0,风扇导叶角度、高压压气机导叶角度、高压涡轮 导叶角度均设置为 0 ,后混合器面积设置为 2.8518e+004。请问发动机 CDFS 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? 试研究发动机飞行高度 H 11km ,飞行马赫数从 Ma 1.1 变化到 Ma 1.6 ,发动机特 性最优时, CDFS 导叶角度、 低压涡轮导叶角度,尾喷管喉道面积随飞行马赫数的变化规律。 此时发动机采用单涵道模式,将选择活门面积设置为 0,风扇导叶角度、高压压气机导叶 角度、高压涡轮导叶角度均设置为 0 ,后混合器出口总面积设置为 2.8518e+004,后混合 器内、外涵道面积可调(即不受附录 1 后混合器给定的内、外涵道面积值的约束) 。
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变循环发动机部件级建模技术分析
【摘要】将双外涵变循环式发动机作为主要分析对象,创建了发动机部件级的稳态与动态模型,在创建模型的过程中充分考虑了导叶角与其面积改变可能对发动机涡轮等部位造成的影响,该模型可以完成变循环发动机的所有工作模式。
通过模型仿真得知,双涵模式下变循环发动机的实际油耗相对较低,适合飞行装置亚声速运行;单涵模式下变循环发动机的推力相对较高,适合飞行装置超声速运行。
【关键词】变循环发动机;部件级建模;部件特点;技术应用
如今的军事航空,以往较为简单的几何固定式航空发动机已无法适应军事飞行装置对于强大的单位推力与低巡航油耗的要求。
近几年,成功将涡轮及涡轮发动机融为一体的全新集成式发动机,逐渐被业内人员所关注,即为变循环发动机。
我国对于变循环发动机的引用与科研起步较晚,现阶主要工作还集中于稳态建模和结构设计环节,在此发动机模式转换动态模拟方面的研究还不够深入。
本文依托于部件级建模技术,创建包括模式选择活门、气流参掺混数学模型,完成变循环发动机模式转换的动态模拟过程,为变循环发动机的合理应用提供理论基础。
1 变循环发动机基本原理
变循环发动机实际上就是通过更改其内部某种部件的规格、位置等达到转换热力循环模式的效果,其结构如图1所示。
变循环调节过程可以改变发动机的各项基本参数,比如涵道比、压缩气体流量以及增压比等,能够确保发动机在复杂的状态下都可保持最佳性能。
从涡扇发动机的角度讲,变循环的重点为涵道比变化,比如飞机在持续加速、攀爬或超声速飞行过程中,有效减小发动机的涵道比,使发动机处于涡喷模式,可以大幅提高发动机的单位推力;在起飞、下落或者亚声速飞行过程中,有效增大发动机的涵道比,使发动机处于涡扇模式,可以降低噪音并减少油耗。
图1 变循环发动机结构示意图
如上所述,变循环发动机具有两种运行模式,即为单涵模式、双涵模式。
1.1 单涵模式
当飞机需进行加速、攀爬或进入超声速飞行时,变循环发动机转换成单涵模式运行,自动关断模式选择活门,缩减后V ABI,控制空气流量,仅留一小部门气体用于喷管冷却,风扇出口侧的所有气流进入核心机,以便生成较大的单位推力,满足飞机高速巡航所需。
1.2 双涵模式
当飞机起飞、下落或进入亚声速飞行,变循环发动机转换成双涵模式运行,增大导流叶片的张角,完全打开模式选择活门与后V ABI,确保前侧风扇气流量达到最大值,在核心机转速减小的过程中,压气机无法经由全部气流,余下的所有空气会通向发动机主涵道。
由于气流会受到引射作用,副外函一端的涵道比快速提高,此时立即缩减CDFC与导流叶片张角,促使大量气体通向CDFC涵道,大幅扩大涵道比,已达到减少低速巡航油耗的目的。
2 变循环发动机部件级建模技术
2.1 创建部件特性
在创建变循环发动机部件级数学模型过程中,需充分考虑几何可调对于变循环发动机基本性能造成的实际影响。
几何可调因素包括:前风扇导流叶片角度、后风扇导流叶片角度、模式选择活门的开启与关闭、后V ABI开口大小、尾喷管喉道面积、尾喷管出口面积等。
导流叶片角度发生改变会影响到压气机等部件的实际空气流量,由于缺少细致的几何参数,无法沿用传统的算法与模型来计算压气机的数学特性,因此本文选用特殊方法得出几何流量计算方程:
在上述方程中,α代表导流叶片角度大小;代表压比影响系数、空气流量系数以及效果参数。
按照方程(1)~(3)可推导出变循环发动机中全部部件的几何流量。
2.2 创建模式选择活门与副外涵数学模型
与传统发动机相比,变循环发动机设置了可以自主更改运行模式的活门,即为上述提到的模式选择活门,此活门的开启与关闭,可以明显改善发动机的动稳态工作点,为详细阐述变循环发动机的模式转换过程,研究活门面积对于发动机中空气整体流路的实际影响,本文按照一定原则,创建一个包括活门和副外涵的气流掺混数学模型,旨在通过此数据模型探究活门面积变化对流量的实际影响。
为便于解决问题,可将活门由固定位置移动到副外涵出口侧,同时拟定在活门移动时,其位置与空气流量保持不变,则得出以下结果:
(1)计算截面(125)静压
公式中代表CDFS进口处的空气流量;代表压气机进口处的空气流量;与分别代表CDFS与压气机进口处的倒流叶片角度;代表CDFS涵道出口的实际面积大小;与分别代表涵道出口处的压力与温度;与分别代表CDFS出口处的压力与温度;代表CDFS涵道压力的恢复系数。
(2)计算副外涵进口处空气流量
公式中代表截面(225)的静压;与分别代表前端风扇的压力与温度;与分别代表截面压力与温度;代表活门面积,该数值可进行调整;代副外涵压力的恢复系数,该系数与成正比。
(3)初猜值与方程选取
创建整机模型的过程中,需选取七个初猜值,分别为:低压转速、高压转速、前风扇增压比、核心风扇增压比、压气机增压比,高低压落压比、,这些初猜值所对应的方程为:
①低压转动转子平衡方程
公式中,代表前风扇平均功率;代表低压输出功率;代表转子中心轴的机械效率。
②高压转动转子平衡方程
公式中,代表CDFS涵道消耗的实际功率;代表压气机消耗的实际功率;代表附件提取功率;代表涡轮的实际输出功率;代表转子中心轴的机械效率。
③高压涡轮进口处空气流量平衡方程
公式中,代表高压涡轮燃气进口的气体流量;代表压气机出口处的空气流量;代表燃料流量;代表冷却气体的流量。
④低压涡轮进口处空气流量平衡方程
公式中,代表低压涡轮燃气进口的气体流量;代表低压涡轮导流叶片角度;代表燃气出口的流量;代表冷却气体的流量。
⑤尾喷管进口、出口空气流量平衡方程
公式中,代表按照尾喷管通道实际面积推算得出的燃料气体流量;代表尾喷管进口处的燃料气体流量。
⑥后混合室内涵与外涵静压平衡方程
公式中,代表内涵静压,本文假设在对后V ABI进行调节时,不会发生变化;代表外涵静压,后V ABI的改变会直接影响到。
⑦风扇空气流量平衡方程
公式中,代表风扇进口处的流量,为相应导流叶片角度;代表由公式(4)~公式(7)推算得出的副外涵空气流量。
3 总结
通过动态仿真可知,所创建的变循环发动机工作模式转变调节机制可以确保在任意转换过程中,不会出现超温、超转以及进喘等不良情况,并且在模式转换前后变循环发动机的转子转速与实际空气流量不会发生改变,转换时钻子的实际波动范围不会超过 1.2%,满足后续性能特点研究的所有前提条件,在此基础上可针对具体运行要求制定相应的几何调节方案,从而使变循环发动机发挥出最佳效果。