大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型
大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析
大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析摘要：本文旨在探究大涵道比涡扇发动机的低速气动特性。
通过数学建模和实验验证，该发动机的空气流相关参数可以用来评估车辆的性能。
最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。
关键词：大涵道比涡扇发动机、TPS、短箱低速气动特性、性能正文：1. 引言近年来，随着汽车技术的不断进步，发动机的性能变得越来越重要。
因此，研究者们关注大涵道比涡扇发动机在低速气动特性方面的潜力。
本文旨在探讨大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性。
2. 数据收集为了对大涵道比涡扇发动机低速气动特性进行分析，我们从市场上采集了一些发动机参数，包括大涵道比比率、涡轮系统TPS的数值、箱体的尺寸等。
3. 数学模型为了计算大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，我们建立了一个三维模型，通过分析空气动力学，对其进行数值求解。
结合实验参数，我们可以计算出相应的空气流动参数，如压力损失和动压比等。
4. 结论经过数学建模和实验室测试，我们发现大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性与发动机的性能密切相关。
最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。
尽管这些低速气动特性的数据可以用来评估车辆的表现，但是如何应用这些数据呢？首先，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，可以优化车辆的整体性能。
例如，可以根据压力损失和动压比来调整发动机TPS系统的涡轮半径，以最大程度地提高整车的制动性能和加速度。
此外，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，还可以改善发动机的效率。
例如，可以根据发动机的特性，优化发动机的气门开闭特性，从而减少低速的排气损失，提高发动机的动力性能。
此外，大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性也可以用于减少排气污染。
例如，通过调整TPS系统的参数，可以更有效地控制燃料燃烧，减少CO、HC和NOx的排放。
因此，应用大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，不仅可以提高车辆的性能，还可以改善排放效率，从而减少对环境的污染。
漫谈航空发动机反推技术[文档资料]
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着陆速度与跑道的矛盾常规飞机靠机翼上/下表面压力差提供升力，飞行速度是机翼压力差的决定因素，也与气动控制面效率有关系。
飞机着陆时为保证控制面的气动效率以及有足够的升力保证接地的稳定，必须保持必要的飞行速度。
机轮触地后必须进行长距离滑跑，通过滑跑过程中的摩擦和气动阻力降低速度。
不同类型的飞机有对应的滑跑距离，而落点误差和跑道条件也会影响滑跑距离。
飞机在触地后减速越快，着陆性能就越好。
但是，现代军、民用飞机采用的机轮刹车、减速伞和阻力板的效果有限，受机体结构强度和跑道摩擦力的影响较明显，着陆接地速度偏大，道面存在冰雪和潮湿都会大幅度增加滑跑距离。
飞机发动机推/拉力既然可以让飞机运动加速，反向的推/拉力自然也可以提供减速效应。
大型军/民用运输机及部分军用飞机，为了应对不同的场地条件及保证着陆安全，普遍采用带反推装置的动力系统，以便需要时提供灵活可靠的减速作用，这被称为动力减速。
借势而为的动力减速动力减速不需考虑飞机的气动条件，与起落装置的设计和布局也没有关系。
采用动力减速的大型多发飞机，不仅可通过反推方式降低速度，还可利用两翼发动机正/反推动力差异，不需借助牵引车辆就实现极小半径的转向，解决大型飞机转向半径与跑道宽度的矛盾。
发动机反推的减速作用完全取决于发动机推力/功率，不受跑道的平整度和道面条件影响。
道面上的冰雪和潮湿对机轮刹车影响很大，却不会影响反推的效率。
在摩擦阻力小的潮湿跑道着陆时，反推系统的减速效果明显超过气动和摩擦减阻，适于应付迫降时迅速减速、中断起飞或气候突变造成的特殊情况。
机轮刹车和拦阻钩在飞机触地后才会发挥作用；减速伞虽然可以在接近地面时使用，但进行单次使用后就必须维护和更换。
动力减速是发动机自带的功能，相比需要在使用后检查维护的机轮刹车、减速伞、拦阻钩这样的设备，动力减速装置可以无限次数地使用，在跑道上使用反推也没有位置和速度的限制。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是一种用于飞机的推力发动机，广泛应用于现代航空领域。
大涵道比涡扇发动机技术的发展研究一直是航空工程领域的热点之一。
本文将对大涵道比涡扇发动机技术发展的研究进行探讨。
大涵道比涡扇发动机被称为“大涵道比”是因为该发动机的涵道比（即前后两个级数的面积比）较大。
相较于传统的小涵道比涡扇发动机，大涵道比涡扇发动机具有更高的推力、更高的效率和更低的燃油消耗量。
大涵道比涡扇发动机技术的研究主要围绕以下几个方面展开。
首先是燃烧室技术的发展。
大涵道比涡扇发动机的燃烧室需要满足高温、高压、高速等特殊要求，因此燃烧室的设计和材料选择至关重要。
研究人员通过改进燃烧室结构、改善燃烧过程等手段，提高了大涵道比涡扇发动机的燃烧效率和燃油利用率。
其次是涡轮和叶片技术的研发。
大涵道比涡扇发动机的涡轮和叶片需要具有较高的强度和耐高温性能，以满足发动机长时间高速运转的需求。
研究人员通过改进材料、加强冷却、优化叶片形状等手段，提高了涡轮和叶片的性能和寿命。
第三是流场模拟和优化设计技术的应用。
大涵道比涡扇发动机的流场复杂多变，需要通过数值模拟和实验研究等手段进行流场分析和优化设计。
研究人员通过高性能计算机模拟了大涵道比涡扇发动机的流动场景，研究流场特性、流动分离等问题，优化了发动机的设计参数和运行状态。
大涵道比涡扇发动机的噪声和振动问题也是研究的重点之一。
大涵道比涡扇发动机因为较高的转速和大的进气口面积，噪声和振动问题需要引起足够的重视。
研究人员通过降噪设计、减振措施等手段，减少了大涵道比涡扇发动机产生的噪声和振动，提升了乘坐舒适性和安全性。
大涵道比涡扇发动机技术的发展研究涉及多个方面，包括燃烧室技术、涡轮和叶片技术、流场模拟和优化设计技术以及噪声和振动问题等。
随着科技的进步和工程技术的不断创新，大涵道比涡扇发动机将进一步提高推力和效率，为航空领域的发展做出更大的贡献。
GE90大涵道比涡扇发动机动态性能研究
广泛应用的发动机 模 型 建 立 方 法，模 型 的 精 度 依 赖
于部件特 性 的 准 确 性。 将 发 动 机 各 个 部 件 作 为 单
独的子系统，每个部 件 子 系 统 根 据 气 动 热 力 学 关 系
和各部件的进出口 截 面 参 数 进 行 流 路 计 算，建 立 各
个部件 的 数 学 模 型［６］。 虽 然 部 件 级 建 模 有 时 无 法
得到所有截面的参 数，但 是 部 件 级 模 型 所 得 到 关 键
位置的发动机参数对于发动机性能分析和评估有
着 重 大 意 义 。 ［７８］
发动机主要部件包 括 进 气 道、外 涵 道、风 扇、低
压压气机、低 压 涡 轮、高 压 压 气 机、高 压 涡 轮、燃 烧
室、内涵喷管和外 涵 喷 管。这 里 仅 以 低 压 压 气 机 数
第１期
张 晨 东 ，等 ：ＧＥ９０ 大 涵 道 比 间动 态 变 化 的 过 程，主 要 用 于 发 动 机 过渡态特性研究、控制系统设计等 。 ［５］
１ 发 动 机 部 件 级 特 性 建 模
利用部件特性计 算 发 动 机 性 能 的 方 法，是 目 前
本文以 ＧＥ９０ 系 列 发 动 机 基 础 型 号 ＧＥ９０８５Ｂ 作为研究对象，通过 建 立 数 学 模 型 和 性 能 仿 真 的 方 法研究此类大涵道比超大推力涡扇发动机的性能 特性。
航空发动 机 的 运 行 状 态 根 据 其 实 际 工 作 范 围 可分为稳态和动态 ： ［４］
发动机稳 态 模 型 能 较 准 确 地 模 拟 发 动 机 各 种 稳定工作 状 态，主 要 用 于 发 动 机 的 性 能 计 算、性 能 设计等。
５５０ＫＮ），耗油率 比 现 有 大 发 动 机 低 ８％ ～１０％，原 始系列的风扇 直 径 为 １２３ 英 寸 （３１０ 厘 米），而 最 大 型号 ＧＥ９０１１５Ｂ 是吉 尼 斯 世 界 纪 录 所 记 载 的 世 界 上推力最大的航空 发 动 机，其 风 扇 直 径 为 １２８ 英 寸 （３３０厘米），所 以 ＧＥ９０ 系 列 发 动 机 对 于 大 涵 道 比 超大推力涡扇发动机的研究具有重要意义和参考 价值。
某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究
某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【摘要】以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。
结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。
结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。
%The in-flight thrust determination method of a high bypass-ratio turbofan engine was analyzed by combining with the power plant airworthiness ＂In-Flight Thrust Determination＂ flight test item,and the analysis software of the engine in-flight thrust determination was bined with design value provided by engine company,the calculation method was verified.The results show that the calculation data and design data is highly closed.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2011(037)003【总页数】3页(P47-49)【关键词】飞行推力确定;大涵道比涡扇发动机;性能;飞行试验【作者】高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【作者单位】中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V235.130 引言发动机性能飞行试验主要目标是获取不同飞行、发动机功率状态和不同气、电负载情况下的发动机推力及油耗。
军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析
军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析发布时间：2021-05-13T10:36:08.540Z 来源：《基层建设》2020年第30期作者：高振建[导读] 摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。
天津津航神舟科技有限公司天津 300384摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。
文章就军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性展开分析。
关键词：军用小涵道；涡扇发动机；鲁棒性航空发动机控制系统是航空发动机重要组成之一，优秀的控制系统设计可以充分发掘发动机性能潜力，延长发动机的服役时间，保障其整机安全。
控制计划是控制系统设计的顶层需求，对于控制系统设计具有决定性意义，很大程度上决定了发动机的稳态及过渡态性能。
发动机稳态控制计划对于发动机整个生命周期具有重要作用，合理的稳态控制计划设计可有效减少发动机工程使用中的维护次数，降低运行成本。
而最大状态控制计划是稳态控制计划的重要环节，军用小涵道比涡扇发动机最大状态工作时间约占发动机整个工作时间的10%~20%，而未来随着飞机机动性能需求的增加这一比重必然提高。
因此，小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划研究对于发动机性能提升、使用寿命延长具有重大意义。
1不同最大状态控制计划1.1控制计划1-n2，πT某型发动机最大状态控制计划为，该双回路控制根据飞行高度H、飞行马赫数Ma及油门杆角度PLA确定高压转子转速指令n2r和涡轮落压比指令πTr，由比例积分控制器输出实际主燃烧室燃油Wfb和尾喷管喉道面积A8指令通过执行机构作用于发动机，形成闭环控制回路。
控制高压转子转速n2可有效反映发动机机械负荷和热负荷，保证发动机安全可靠工作；控制涡轮落压比可保证在接通加力时发动机核心机状态不变，有利于发动机稳定工作。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究【摘要】大涵道比涡扇发动机是目前飞机发动机领域的先进技术之一，本文从基本原理、应用技术、发展趋势、性能优势和市场应用等方面进行了综述研究。
大涵道比涡扇发动机以其高效、低噪音、低排放和可靠性等优点成为飞机发动机的研究热点。
先进技术在大涵道比涡扇发动机中的应用不断推动其发展，促进其在航空领域的广泛应用。
大涵道比涡扇发动机技术的发展趋势将更加趋向于高效化、环保化和智能化。
其性能优势在提升飞机的性能和航程方面具有重要意义。
大涵道比涡扇发动机在市场中的应用也将逐步扩大，为航空产业带来更多发展机遇。
先进大涵道比涡扇发动机技术的发展一直处于不断提升的阶段，有望在未来取得更大的突破和应用。
【关键词】大涵道比涡扇发动机、先进技术、发展趋势、性能优势、市场应用、研究总结1. 引言1.1 先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究概述随着航空工业的飞速发展，航空发动机作为飞机的“心脏”，其技术水平也在不断提升。
大涵道比涡扇发动机作为目前最先进的航空发动机之一，其技术发展一直备受关注。
本文旨在对先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究进行概述，从基本原理到最新的技术应用以及发展趋势进行探讨。
大涵道比涡扇发动机是一种高效率、高推力、低噪音的发动机，其基本原理是通过将多级涡轮和涡轮扇叶组合在一起，有效地提高了发动机的效率和推力输出。
随着先进材料和制造工艺的应用，大涵道比涡扇发动机逐渐实现了更加轻量化和高效化的设计。
在发动机技术的不断创新下，先进技术如数字化设计、先进材料的应用以及先进制造工艺的改进都在大涵道比涡扇发动机中得到了广泛应用。
这些技术的引入大大提升了发动机的性能和可靠性。
未来，大涵道比涡扇发动机的发展趋势将主要聚焦于提高效率、减少排放、降低噪音等方面，同时也将对新型燃料和混合动力技术进行研究，以适应未来航空发展的需求。
大涵道比涡扇发动机的性能优势将进一步得到体现，并有望在未来市场应用中占据重要地位。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是一种目前主要用于民用飞机的发动机技术，其以其高效率和低噪声而受到广泛关注。
本文将对大涵道比涡扇发动机技术的发展进行研究和分析。
大涵道比涡扇发动机是一种采用涡扇传动原理的发动机。
涡扇传动是一种通过使用外涵道和内涵道两个风扇级来提高发动机推力的方法。
相比传统的涡轮风扇发动机，大涵道比涡扇发动机的外涵道和内涵道的直径比更大，使得发动机的吸气量更大，推力也更大。
大涵道比涡扇发动机的发展始于20世纪50年代。
当时，航空工程师开始研究如何提高涡轮风扇发动机的推力和效率。
他们发现，通过增加外涵道和内涵道的直径比，可以提高发动机的推力。
这一发现引发了对大涵道比涡扇发动机技术的研究和开发。
在研究和开发过程中，航空工程师们面临了许多技术挑战。
首先是如何设计和制造更大尺寸的涡扇。
大涵道比意味着风扇叶片的长度更长，对于材料的强度和刚度提出了更高的要求。
研究人员通过使用先进的材料和制造工艺来解决这个问题，如新材料和先进的压铸技术。
另一个挑战是如何解决大涵道比引起的噪声问题。
涡扇的高速旋转会产生噪音，而大涵道比会增加这种噪音。
航空工程师们通过改进风扇叶片的几何形状和使用吸声材料来减少噪声。
他们还开发了一些新的尖音模型和噪声消减技术，以进一步降低噪声水平。
随着技术的不断发展，大涵道比涡扇发动机逐渐成为民用飞机的主要发动机技术之一。
大涵道比涡扇发动机的主要优势是其高效率和低噪声。
其高效率使得飞机可以更省油，减少对环境的影响，而低噪声则可以改善乘客的舒适度。
大涵道比涡扇发动机还具有较低的维护成本。
其设计简单、零件数量较少，减少了维护和维修的时间和成本。
而且，大涵道比涡扇发动机的可靠性较高，故障率较低，进一步减少了维护成本。
大涵道比涡扇发动机也存在一些挑战和限制。
首先是其较大的尺寸和重量。
大涵道比涡扇发动机需要更大的空间来安装，对飞机的设计和结构提出了更高的要求。
其较大的重量也会增加飞机的起飞重量和燃油消耗。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是目前世界上主要的民用飞机发动机之一，其技术发展一直是航空领域的研究热点。
本文就大涵道比涡扇发动机技术的发展进行研究探讨，重点分析了其优点、挑战以及未来发展方向。
1. 大涵道比涡扇发动机的优点大涵道比涡扇发动机相比于传统的涡轮喷气发动机具有以下优点：1.1 高效节能：大涵道比涡扇发动机使用高涵道比的风扇，可以提供更多的推力，并且在同等推力的情况下，工作转速较低，从而降低了发动机的热负荷，提高了燃烧效率，降低了耗油量。
1.2 噪音低：大涵道比的风扇可以通过降低叶片旋转速度和提高叶片数目来降低噪音产生，并且采用了先进的隔音措施，使得大涵道比涡扇发动机在起飞和降落过程中的噪音水平大大降低。
1.3 轻量化设计：大涵道比涡扇发动机相对于传统的涡轮喷气发动机来说，由于工作转速较低，叶片受力较小，可以采用更轻量化的设计，降低发动机的重量，提高整体效率。
2. 大涵道比涡扇发动机面临的挑战虽然大涵道比涡扇发动机具有许多优点，但是也面临着一些挑战：2.1 较大的尺寸和重量：由于大涵道比的风扇需要更多的叶片和更大的直径，使得整个发动机的尺寸和重量相对较大，对于飞机的设计和结构带来一定的困难。
2.2 起飞和爬升性能受限：由于大涵道比涡扇发动机的风扇直径较大，需要更长的起飞和爬升距离来产生足够的推力，影响了飞机的起飞和爬升性能。
2.3 高压缩比带来的技术挑战：为了提高燃烧效率，大涵道比涡扇发动机需要较高的压缩比，这会增加发动机的复杂性和可靠性的要求，对发动机的材料和工艺提出了更高的要求。
3. 大涵道比涡扇发动机技术的未来发展方向为了克服以上挑战，大涵道比涡扇发动机技术在未来的发展中可以从以下几个方向进行研究：3.1 材料和制造技术的创新：发动机材料的创新可以减轻发动机的重量，提高整体效率。
制造技术的进步可以降低制造成本和周期时间，并且提高产品质量。
3.2 高效燃烧系统的研究：燃烧系统的改进可以提高燃烧效率和降低废气排放。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究近年来，随着航空业的飞速发展，飞机发动机技术也在不断创新与进步。
先进大涵道比涡扇发动机作为航空发动机技术的重要突破之一，其研究和发展正成为飞机发动机领域的热点之一。
本文将就先进大涵道比涡扇发动机技术发展进行深入研究，并探讨其未来发展的趋势。
大涵道比涡扇发动机是一种以涡轮推动扇叶，实现有效推力的航空发动机。
其优势在于推力大，推进效率高，噪声低，燃油消耗少等特点。
由于其独特的设计和技术优势，目前正在得到越来越多的航空公司和飞机制造商的青睐。
事实上，先进大涵道比涡扇发动机的研究和发展也成为了各大发动机制造商和航空航天公司的研发重点之一。
先进大涵道比涡扇发动机技术的主要特点之一就是高涵道比设计。
通过增加涵道比，可以提高发动机的推力，同时降低燃油消耗。
这对于提高飞机的经济性和航程能力具有重要意义。
大涵道比还可以降低发动机的噪音水平，使其更加环保和舒适。
大涵道比设计已成为现代航空发动机领域不可或缺的重要技术之一。
在先进大涵道比涡扇发动机技术的发展过程中，材料和制造工艺的创新也起到了关键作用。
新型轻质合金材料的使用可以减轻发动机的重量，提高其热效率和动态性能。
先进的制造工艺也可以使发动机的零部件更加精密和耐用。
这些创新的材料和制造技术为先进大涵道比涡扇发动机的研究和发展提供了有力的支持。
除了材料和制造技术的创新外，先进大涵道比涡扇发动机的燃烧技术也在不断突破和升级。
高效的燃烧技术可以使燃料得到更充分的燃烧，从而提高发动机的热效率和动力输出。
燃烧室和燃烧控制系统的设计和优化是燃烧技术的重要方向之一。
通过改进燃烧室的结构和燃料喷射系统，可以实现更高的燃烧效率和更低的排放水平。
在先进大涵道比涡扇发动机技术领域，数字化设计和虚拟仿真技术的应用也日益广泛。
通过CAD/CAM等数字化设计软件和CFD等虚拟仿真技术，可以实现对发动机设计方案的快速评估和优化。
这不仅缩短了研发周期，降低了研发成本，还提高了发动机设计的准确性和可靠性。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究先进大涵道比涡扇发动机技术的发展研究一直是航空领域的重要方向之一。
大涵道比涡扇发动机具有高效、低噪音和低排放等优点，被广泛应用于商业航空、军事航空和航天领域。
本文将从研究目标、技术挑战和发展趋势三个方面来探讨先进大涵道比涡扇发动机技术的发展。
先进大涵道比涡扇发动机技术的研究目标是实现更高的推力和更低的燃油消耗。
随着航空业的快速发展和人们对航空旅行的需求增加，提高发动机的推力和降低燃油消耗已成为行业的共同追求。
大涵道比涡扇发动机在提高推力和降低燃油消耗方面具有独特的优势，因此被认为是未来发动机发展的重点方向。
先进大涵道比涡扇发动机技术的发展也面临着一些技术挑战。
涡轮机和涡轮扇的匹配问题是一个关键的挑战。
提高涡轮机的效率可以提高整个发动机系统的效率，但涡轮机的效率提高也会对涡轮扇的设计和性能要求提出更高的要求。
燃烧和排气系统的设计对发动机的燃油消耗和排放都有着重要的影响。
如何设计高效的燃烧室和排气系统是一个复杂的问题，需要考虑燃烧效率、燃烧稳定性和排放控制等方面的因素。
材料和制造技术的进步也是发动机技术发展的关键因素。
新的材料和制造技术可以提高发动机的工作温度和压力，从而提高发动机的效率和可靠性。
根据当前的研究和发展趋势，可以预见先进大涵道比涡扇发动机技术在未来几年内将取得重要突破。
一方面，涡轮机和涡轮扇的匹配技术将得到进一步改进，提高发动机的效率和推力。
燃烧和排气系统的设计也将得到优化，以降低燃油消耗和排放。
新的材料和制造技术的应用将使发动机的工作温度和压力得到进一步提高，实现更高的效率和可靠性。
专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法
专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法说实话专利变循环大涵道比涡扇发动机的制作方法这事，我一开始也是瞎摸索。
我就知道涡扇发动机的基本原理，外面的大涵道比风扇吸入大量空气，里面的小涵道比部分负责产生强大推力，变循环呢是要让这个发动机根据不同飞行状态切换工作模式。
我最初想，这肯定得从基础的叶轮设计开始。
我尝试先做涵道的外壳设计，就像盖房子一样，我觉得先得有个框架，可是这个框架的材料和形状可真是个大难题。
我试过用传统的铝合金，但是因为发动机工作时温度很高，铝合金就有点扛不住。
这就像让一个穿短袖的人在北极待着一样，根本不合适。
我就想到可能得用耐高温的合金材料，钛合金就进入了我的视野。
但是呢，钛合金加工困难，我在这过程中报废了好多材料，那钱就像流水一样花出去，可心疼了。
在叶轮的设计上，我想让它有更好的空气动力学性能。
我参考了好多已有的设计，然后在电脑上模拟，但模拟的数据和实际的总有些出入。
有一次，我按照模拟优化后的设计做出来叶轮，结果发现效率比之前还差。
我后来才知道，模拟软件中的很多参数设置我没考虑全面，这就好比做菜只看了个大概的菜谱，没注意精确的用量。
对于变循环这部分，改变气体的路径和工作模式真的难搞得很。
后来我就思考，一些简单的阀门可能不行，得有精确控制的机制，就像水龙头，如果想要精确控制水流，不能只用手去拧的那种粗糙阀门。
在组装过程中，哪怕是再小的零件我都不敢马虎。
我之前有过一次经历，一颗小螺丝没拧紧，结果整个测试的时候，我就听到哐啷哐啷的声音，虽然没有造成大的事故，但也吓出我一身冷汗。
所以说每个零件的装配质量都非常重要。
我还在想，能不能设计一种自我纠错的装配办法，就像那种积木，拼错了就插不进去，这样能保证装配的准确性。
不过说实话，这发动机涉及的系统太庞杂了，很多地方我现在都还不确定，比如说不同的燃油喷射策略等。
但总体来讲，每个步骤都得小心翼翼，并且不断从失败中学习经验，一点点改进才能慢慢接近成功的制作方法。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道发动机是一种新型的高效低噪声发动机，具有较高的推力和燃烧效率。
与传统的涡扇发动机相比，大涵道发动机具有更好的性能和经济性。
本文将讨论大涵道发动机的技术发展，并分析其在航空工业中的应用前景。
大涵道发动机采用了较大的涵道比设计。
涵道比是指发动机的进气流量与喷气流量之比。
大涵道比发动机的涵道比一般在10:1以上，远远高于传统的涡扇发动机。
这使得大涵道发动机能够更高效地将气流喷出，提高了推力和燃烧效率。
与此大涵道发动机的设计还减少了振动和噪声，提高了乘客的舒适度。
大涵道发动机采用了先进的材料和制造工艺。
与传统的涡扇发动机相比，大涵道发动机使用了更轻、更强的材料，如复合材料和钛合金等。
这不仅减轻了发动机的重量，还提高了其结构强度和耐久性。
大涵道发动机还采用了先进的制造工艺，如3D打印和机器人焊接等，提高了发动机的制造精度和一致性。
大涵道发动机具有较好的适应性和灵活性。
大涵道发动机可以适应不同的气候条件和飞行高度，同时还可以适应多种燃料，如航空煤油、天然气和生物燃料等。
这使得大涵道发动机在不同的运行环境中都能发挥出较好的性能和效率。
大涵道发动机还可以根据需要进行功率调节和模式切换，提高了发动机的灵活性和应用范围。
大涵道发动机在航空工业中具有广阔的应用前景。
随着航空业的不断发展，对发动机的要求也越来越高，如燃油效率、排放要求和噪声控制等。
大涵道发动机具有更高的燃烧效率和更低的噪声水平，能够满足这些要求。
大涵道发动机还可以应用于各种飞行器，如商用飞机、军用飞机和直升机等。
大涵道发动机在航空工业中具有巨大的市场潜力和经济效益。
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究
先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究随着航空业的快速发展和飞机性能要求的不断提高，先进大涵道比涡扇发动机技术的研究逐渐成为航空工程领域的一个热点。
大涵道比涡扇发动机技术是航空发动机领域的一项重要技术，它能够显著提高飞机的性能，并且在节能环保方面也具有重要意义。
本文将对先进大涵道比涡扇发动机技术的发展进行研究和探讨。
先进大涵道比涡扇发动机技术的基本原理和特点需要得到解释。
大涵道比涡扇发动机是一种先进的航空发动机技术，它具有较高的推力和燃油效率，能够满足高速、大载荷、长续航距离等要求。
其基本原理是将大量的空气通过涡轮喷气发动机的涡扇部分进行压缩和加速，从而提高喷气推动力和效率。
这种技术还可以减小飞机的噪音和排放，提高飞机的环保性能。
由于先进大涵道比涡扇发动机技术具有较高的性能和环保特点，因此在航空工程中得到了广泛应用。
对先进大涵道比涡扇发动机技术的发展历程和现状进行分析。
随着航空工程领域的不断发展，大涵道比涡扇发动机技术也在不断创新和改进。
在技术研发方面，各个国家和地区都在不断投入资源和人力，加强先进大涵道比涡扇发动机技术的研究和开发。
发动机制造企业也在不断提升技术水平，推出新型的先进大涵道比涡扇发动机产品。
目前，先进大涵道比涡扇发动机技术已经成熟，并且在商用航空、军用航空和无人机等领域得到广泛应用。
在未来，随着航空工程领域的不断发展，先进大涵道比涡扇发动机技术仍然具有很大的发展潜力。
一方面，随着航空产业的快速发展和飞机要求的不断提高，对发动机性能的要求也将越来越高。
先进大涵道比涡扇发动机技术需要不断创新和提升，以满足飞机性能要求的不断提高。
在节能环保方面，先进大涵道比涡扇发动机技术也能够发挥更大的作用。
随着能源资源的日益紧张和环境保护意识的增强，对航空发动机的节能环保性能要求也将越来越高。
先进大涵道比涡扇发动机技术需要进一步研究和改进，以满足节能环保的需求。
大涵道比涡扇发动机动态过程稳定性计算模型及仿真分析
大涵道比涡扇发动机动态过程稳定性计算模型及仿真分析作者：丁宁齐晓雪张鑫何健来源：《科学与信息化》2019年第22期摘要为研究动态过程对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响，针对大涵道比分开排气涡扇发动机的结构及流路特点，增加增压级和外涵喷口计算模型，采用基于部件匹配的一维模型和时间推进的求解方法，建立了某大涵道比分排涡扇发动机的动态过程仿真模型，根据稳定性评定要求进行了加减速过程的计算和分析。
结果表明，加速过程对高压压气机的稳定性影响较大；减速过程对增压级的稳定性影响较大。
关键词大涵道比涡扇发动机；动态过程；稳定性；数值仿真引言燃气涡轮发动机（以下简称发动机）的工作稳定性是指飞机在工作包线内完成任何姿势、任何速率瞬变时，发动机都能稳定地工作，不出现喘振等工作状态。
用于表征发动机稳定工作能力的变量称为稳定裕度。
在发动机的不同研制阶段，都必须通过数学模型分析方法来计算和分析发动机及其部件和系统的气动稳定性，国外在这方面开展了大量的基础性试验，并积累了充足的试验数据，因此具有较为完善的稳定性分析体系，而国内关于气动稳定性的研究，尤其是大涵道比涡扇发动机的稳定性研究尚属起步阶段，缺少准确的数学模型和有效分析方法，本文即针对大涵道比涡扇发动机动态过程的数学模型和计算分析方法展开研究。
1 计算模型在工程计算中可以只考虑容积比较大的零部件如燃烧室、涡轮出口段和外涵通道的容积效应，同时动量守恒简化为用通道的总压恢复系数代替。
构成模型的计算关系由机械连接方程（转动方程）、热力方程、气动方程（连续方程、能量守恒方程、状态方程等）。
其中数学模型中的动态特性由下列因素确定：（1）高低压转子的转动惯量；（2）气体参数在燃烧室、涡轮出口段、外涵道容腔中的容积效应。
在模型中采用了变比热计算，可以考虑了附件功率的提取、用于涡轮冷却和飞机用气的压气机附加引气、空气泄漏损失以及部件的性能衰减。
部件模型采用通用的部件特性[1]。
2 仿真方法2.1 已知条件①飞行条件和大气条-飞行高度、飞行马赫数、环境标准温差；②加速或减速过程的起始状态的参数；③发动机各零部件的特性；④高低压转子的机械效率；⑤发动机流道中用于涡轮冷却的引气量以及空气损失；⑥发动机流路各特征截面的面积；⑦加速和减速过程的供油规律和各种限制条件。
我国大涵道比发动机风扇高压压气机面临的技术问题和建议
我国大涵道比发动机风扇/ 高压压气机面临的技术问题和建议过去我国航空发动机发展一直以军机为主,虽然军用和民用发动机有大量共用技术, 但由于军用涡扇发动机主要追求高推重比, 与民用大涵道比涡扇发动机的性能指标要求有重大差别, 所以结构和研制技术也存在重要差别; 相对于军机而言, 我国更是缺乏大涵道比涡扇发动机的研制经验. 十五期间在APT D 计划的支持下, 才开始了发展军用大涵道比涡扇发动机的预研, 所以缺乏研制大涵道比涡扇发动机的技术、经验和积累.国外经过50 年的发展, 经过几次更新换代, 目前已经达到了非常高的水平. 考虑到我国民用大涵道比涡扇发动机将在2015- 2020 年投入使用, 而那时国外又进一步发展到了更高涵道比涡扇发动机的阶段, 因此我国在民用大涵道比涡扇发动机的研制上面临非常严峻的挑战.现状与要求之间的巨大反差, 决定了研制任务的艰巨性, 但也带来了从未有过的良好发展机遇. 我们应当理清关键问题, 统一规划, 有针对性地加强基础研究和技术验证, 一方面为大涵道比的工程研制提供技术支撑( 补课) , 另一方面就是要发展和储备未来更高涵道比涡扇发动机研制的先进理论、方法和设计技术( 储备) , 从而使我国未来第二代高涵道比涡扇发动机能够达到当时的国际先进水平.下面就我们的认识, 谈谈我国在大涵道比风扇/ 压气机部件气动设计上面临的一些主要技术问题, 这也是我们当前亟待解决的从基础研究到工程研制的一些关键问题. 我们所面临的主要问题是基础研究薄弱, 预先研究储备不足.发动机的研制规律表明, 发动机性能的提高源于发动机先进技术的不断突破与成功应用, 如图16 所示,RR 公司即将投入使用的TRENT1000 发动机和下一代的TRENT 发动机的高性能是建立在他们过去20 年来以及未来十几年所发展的、并经过了验证的各种先进技术的基础之上的, 而且这些先进技术都是在发动机研制之前就已经储备好了, 并在预先研究阶段进行了试验验证. 相比之下, 我国将要进行的大涵道比涡扇发动机的研制, 一些关键技术的预先研究储备不足, 难以很快达到国际先进水平. 为了解决这个问题, 我国需要在现阶段就大力部署一系列关键先进技术的预先研究, 创造相应的实验研究条件, 其中既要包括国际上目前已经掌握并已应用的、而我们还没有的关键技术, 也要包括国际上正在为下一代发动机预研的关键技术.1 尽快建设一些关键研究设备1. 1 风扇噪声实验研究台发动机作为有史以来最为复杂的旋转热力-推进机械, 其内部存在各种复杂的流动、传热、燃烧等气动热力现象, 以及强烈的流体间、流体与固体间的相互作用, 这些复杂的流动及相互作用产生了频率成份复杂的各种离散噪声和宽频噪声.因此, 从气动声学的角度看, 发动机也许是当今最为复杂、最难研究的噪声对象, 在机理、分析手段和方法, 以及控制技术等各方面研究上都存在非_图16 RR 公司TRENT 发动机新技术的验证与应用Fig . 16 New r echnologies validation and application in TRENTengines常大的难度. 例如, 噪声分析与预测方法所需要达到的流场计算精度远远超过了准确预测气动性能需要的精度; 风扇、喷流噪声试验环境要远比性能试验环境苛刻得多, 对流场的测量精度也远远超过了气动性能试验的要求.由于发展民航的需要, 美国和欧洲自20 世纪60 年代就开始了对发动机噪声进行系统的研究,过去20 年更是成为竞争的核心之一, 投入大量的财力和物力, 建立起了完善的从基础研究到应用研究的各种关键设备, 图17 到图19 给出了一些典型的实验平台[ 8, 10] . 相比之下, 我国发动机行业还没有这些关键研究设备. 这是需要纳入规划, 尽快建立的.1. 2 低速大尺寸多级压气机实验台虽然我国目前拥有开展多级压气机研究的多种高速试验设备和手段, 但是面向大涵道比涡扇发动机要求的高效率高负荷多级高压压气机的研制, 我们还缺少一种关键研究手段) ) ) 多级低速大尺寸压气机实验台及相应的实验技术. 众所周知, 全尺寸高速多级高压压气机加工和试验成本较高、周期长, 测量难度大, 实验危险性高, 特别是图19 发动机噪声测量试验场( Lo rd, 2004)Fig . 19 Engine noise test后面级通道狭窄, 在高速设备上开展多级压气机后面级内部复杂流动机理、先进设计理论与方法的研究, 以及要实现压气机气动设计的优化, 其费用和周期都是无法承受的. 国外在发展高压压气机过程中, 走出了一条能够解决多级压气机中后面级研究的经济、高效、可靠的路子, 就是是多级低速大尺寸压气机模拟实验台( 多级压气机前面级由于存在激波, 不能用低速模拟的方法进行研究, 必须进行高速实验研究) .自20 世纪70 年代, GE 率先将多级低速大尺寸压气机实验装置成功用于高压压气机基础研究、关键技术验证和型号研制, 为GE 高压压气机的发展做出了重要贡献[ 12] . 之后, PW 和RR 公司也开始广泛采用该技术; MTU 公司为了发展高性能高压压气机, 90年代中期在Dresden 理工大学建设了与GE 公司类似的多级低速大尺寸压气机实验台. 各大发动机公司之所以重视高压压气机低速模拟技术, 就是因为其加工和实验成本只有全尺寸高速实验件的几十分之一, 可以详细测量其内部流场, 加工、装配和实验都非常灵活, 能够以较少的投入对各种先进设计理论和方法进行大量的系统的实验研究与验证. 此外, 其详细测量结果可为多级压气机CFD 技术的校验与改进提供丰富的实验数据.下面仅以GE 公司发展高压压气机三维气动造型方面的例子来说明如何利用该技术发展其先进设计技术. 图20 给出了GE 公司高压压气机低速大尺寸模拟试验台的照片, 及其发展三维气动造型的压气机实验台截面图, 以及转子的三维气动造型叶片. 前面图11 和图12 给出了GE 公司过去20 年基于E3 高压压气机发展各种先进三维造型高性能压气机的里程碑, GE 公司高压压气机后面级的三维气动造型技术就是在图20 的低速大尺寸压气机实验台上进行系统研究与验证图20 高压压气机多级低速模拟试验技术Fig . 20 Large low speed r esearchfacilit y of GE的, 图中给出了两种改进方案与E3 原型压气机性能曲线对比. GE公司正是利用这种实验研究手段, 发展了各种定制叶型技术, 得到了各种量体裁衣似的针对当地具体流动情况的各种解决措施,如前加载、后加载、转捩控制、叶尖间隙泄漏补偿等叶型技术和端弯、三维气动造型等, 消除了气流分离, 提高了效率和失速裕度, 为GE 公司成功研制E3 发动机做出了基础性贡献[ 12] . 而这些针对当地具体流场的/ 定制0措施, 在高速实验台上是很难做出的, 因为在高速台上很难测出当地具体流场结构细节. 如果GE 公司全部采用高速全尺寸试验, 完成上述高压压气机三维气动造型的优化, 其花费不但是目前的上百倍, 而且其研制周期根本无法保证.应该强调指出, 即使在计算流体力学已得到长足发展的今天, 这种低速大尺寸多级压气机实验台仍然是不可替代的, 后面将要指出, 主要是由于对湍流流动预估能力的限制, CFD 技术还难以完全解决高性能多级压气机研制问题.2 设计理论、方法和设计体系需要改进与完善2. 1 风扇噪声美国和欧洲自20 世纪60 年代就开始展开风扇噪声产生与传播机理及控制方法的研究, 经过几十年的研究, 目前对风扇离散噪声产生的机理已有了相当深入的了解, 特别是过去20 年, 在风扇离散噪声预测技术和控制技术上也取得了非常大的进展, 使得当代高性能风扇的离散噪声及其前传噪声水平都大幅度降低. 相比之下, 在风扇宽频噪声的预测技术, 以及风扇后传噪声的控制上还有相当大的潜力可挖, 这自然成为美国和欧洲下一阶段相关研究的重点.随着对风扇噪声设计水平要求的不断提高,国际上关于噪声应用基础研究的重点放在了结合先进的CFD 技术, 发展能够更为准确预测离散噪声和宽频噪声产生与传播的各种先进数值模拟技术上, 以及各种先进降噪技术上, 重点围绕以下四个方面展开:s 评估当前CFD 技术对于各种离散噪声源的预测能力, 研究将宽频噪声源预测加入到CFD技术中的可行性;s 发展CFD 技术与声传播和辐射计算技术的接口技术, 以及从声源到远场的全声场预测技术;s 利用实验测量结果校验上述模型和技术;s 发展低噪声风扇设计新概念、方法和设计技术.为了能够给噪声分析和预测的各种理论模型和计算方法提供可靠的实验测量数据, 国外为此发展了各种先进的测试技术, 图21 和图22 给出了国外一些典型实验测量情况的照片. 这些先进的测试技术, 以及风扇噪声的预测分析方法, 是我国未来建立和发展风扇噪声分析系统的理论和技术基础. 长期以来, 我国对民用大涵道比涡扇发动机的研究开展较少, 对于风扇噪声的可靠预测分析方法和各种先进的降噪技术技术贮备不足, 在这方面与国际先进水平存在相当大的差距, 这是我国民用大涵比涡扇发动机研究亟待弥补的重要一课. 为此, 我们需要建立风扇噪声分析系统.风扇噪声分析系统目前在我国尚处于空白,因此在未来的5~ 10 年的时间, 需要下大力气尽快建立起能够支撑我国先进大涵道比涡扇发动机研制的风扇噪声分析系统. 与国外几十年的积累相比, 我国在这方面需要跨越式发展, 能否跨越的关键在于我国能否围绕先进风扇噪声分析系统所需要的设计技术, 系统地开展相关基础研究、应用基础研究和预先研究, 利用后进优势又快又好地建立起先进风扇噪声分析系统.图23 是PW 公司风扇噪声分析系统, 它由两大模块组成, 分别是离散噪声( T one noise) 分析模块和宽频噪声( Br oadband noise) 分析模块, 两大模块各个程序的详细说明请参阅文献[ 14] .建立起风扇噪声分析系统以后, 就可以将其与风扇的气动设计系统耦合在一起, 发展建立风扇气动-噪声耦合分析系统, 从而具备低噪声高性能大涵道比风扇的设计能力.2. 2 计算流体力学( CFD) 与风扇/ 压气机设计体系的完善与验证作为当代风扇/ 压气机三维气动设计体系的核心, CFD 技术成为研制高性能风扇/ 压气机的关键手段之一[ 15] . 目前在风扇/ 压气机基础研究中已经开始采用三维非定常CFD 技术, 以及更为先进可靠的LES 等方法, 但是由于计算资源的限制等问题, 在未来相当长的一段时间内风扇/ 压气机的工程设计中三维定常CFD 技术仍将起重要作用. 20 世纪90 年代以来国内外在风扇/ 压气机的研制上开始广泛且深入地应用定常数值模拟技术, 但在实践中三维定常CFD 技术既带来过成功的经验, 也有失败的教训, 因此国外各大发动机研究机构都在不断发展和完善有源程序的风扇/ 压气机CFD 软件, 并一直利用各种详细测量试验数据对其进行不断的校准和改进[ 16] . 相比之下, 我们国家风扇/ 压气机的研制还是以商用CFD 软件为主, 因此在计算的精度和可靠性上, 特别是对于多级压气机的计算还存在很大的不确定性, 迫切需要向以自行发展的CFD 软件转变, 并重视以下几个方面的研究.湍流模型和大涡模拟: 鉴于风扇/ 压气机内部的复杂流动情况, 特别是多级压气机, 未来相当时间也难以发展出普适的湍流模型, 所以必须加强对现有湍流模型的适用性分析, 校验各种情况下的计算精度, 积累计算经验, 提高风扇/ 压气机模拟的可靠性( 噪声的可靠分析和预测强烈依赖CFD 计算结果的可靠性) . 此外, 必须加强湍流转捩模型的研究与应用, 因为它是准确模拟许多流动现象的关键.由于难以发展出普适的湍流模型, 且计算机能力提高很快, 所以一段时期以来, 国际上出现一种看法, 即用大涡模拟LES 处理叶轮机内部复杂流动问题, 其优点是:p 避开了大尺度意义下的湍流模型问题, 而可代之以亚格子尺度的模型模拟, 这种模型对边界几何条件的相关性更低, 具有更高的各向同性性,因而有更高的通用性;p 本身是非定常的, 因而对于处理叶轮机内转静子之间固有的非定常问题具有先天的优势, 对于研究动静叶相互作用, 如上游尾迹对下游边界层的非定常扫掠和转捩等问题也很自然.这种方法是有前途的, 但仍需解决一些难题,特别是亚格子尺度的模拟问题, 当然也需要具备相应的计算资源.确定性应力模型: 除湍流模型之外, 当前多级风扇/ 压气机模拟不够准确的另一个重要原因就是它不能很好处理转静子流场的周向非均匀性和非定常性的影响, 而在定常框架内计及这种效应的一种有效方法就是确定性应力模型. 美国GE和PW 公司都将其风扇/ 压气机设计体系中的CFD 程序改进为基于确定应力模型的三维定常程序, 成为高性能多级压气机研制的先进手段.可控扩散叶型的转捩机制与模型: 可控扩散叶型是设计高效率高负荷高压压气机的一项关键技术, 目前我们国家虽然能够设计可控扩散叶型,但是由于在其流动机理, 特别是考虑上下游相互作用的转捩机制及其模型方面还缺乏开展系统、深入的研究工作. 缺乏多级环境下可靠的转捩模型的支持, 难以设计出高性能的可控扩散叶型, 而且有可能导致设计的失败.高压压气机三维气动造型的流动机制: 叶片三维气动造型是对弯叶片和掠叶片的进一步发展, 是设计体系从二维/ 准三维发展到三维的必然结果, 也是过去20 年风扇/ 压气机性能明显提高的核心措施. 从GE、RR、MTU 公司的三维气动造型压气机性能的不断提高可以看出, 国外对于高压压气机三维气动造型流动机制的理解早已超出了利用其控制角区分离的认识, 已经发展到了能够利用三维气动造型进一步降低主流区损失,提高负荷的地步. 相比之下, 我国对于高压压气机三维气动造型机理的研究和认识还不够深入, 开展的实验研究和试验验证工作非常匮乏.程序的校验与完善: 鉴于三维定常CFD 技术的上述缺陷, 以及风扇/ 压气机内部流动的复杂性, 以及越来越高的计算精度要求, 对三维定常CFD 需要不断地进行校验和完善. 由于系统、可靠、准确的实验数据的匮乏, 我国在风扇/ 压气机CFD 模拟的精度和可靠性上与国际先进水平存在巨大差距, 这在相当大程度上制约了我国研制的风扇和压气机最终所能达到的水平, 特别是大涵道比涡扇发动机要求的高效率.3 与型号紧密相关的几项关键预研3. 1 涵道比6~ 8 高性能低噪声风扇设计技术与试验验证进行这方面的研究就是要突破和掌握具有当代现役发动机先进水平的风扇设计技术, 并进行试验验证. 重点是要突破风扇先进掠型设计技术,建立和发展风扇噪声分析与预测技术, 形成气动与噪声耦合设计体系, 掌握低噪声风扇气动设计技术, 以及先进声衬研制技术.根据国际当前大涵道比涡扇发动机风扇的水平, 预研的高性能低噪声风扇应当达到以下技术指标:p 涵道比: 6~ 8;p 叶尖切线速度: 350~ 370 m/ s;p 压比: 1. 5 左右;p 外涵效率: 0. 9 以上;p 噪声: 比常规设计降低4~ 5 EPN dB.3. 2 高效率高负荷高压压气机先进设计技术与试验验证高效率高负荷高压气机先进设计技术的研究, 就是要储备具有国际先进水平的高压压气机的先进设计技术, 为我国下一代大涵道比涡扇发动机储备关键技术, 重点要突破先进可控扩散叶型设计技术、高压压气机三维气动造型技术、容腔间隙设计技术和压气机主动控制技术, 以及先进封严、先进盘轴冷却、先进叶尖涂层和整体叶盘毂筒式结构等设计技术.根据国际先进高压压气机及其发展趋势, 预研的高压压气机应该达到以下性能指标:1 级高压涡轮驱动2 级高压涡轮驱动p 压比: 11~ 13 p 压比: 18~ 20p 级数: 6~ 7 p 级数: 8~ 10p 效率: 01 88 p 效率: 01 883. 3. 3 涵道比12 以上风扇设计技术与试验验证与涵道比8 以下的涡扇发动机不同, 前面已经提到未来高涵道比涡扇发动机必须进行发动机的结构创新才有可能研制出涵道比12 以上的涡扇发动机, 目前看只有两种方案: 一是PW 公司主导的齿轮驱动风扇技术; 二是GE 公司提出的低压系统对转技术( 必然是三转子技术) , 取消了低压涡轮级间导叶. 无论哪种技术方案, 难度都是非常大的. 因此我国未来研制涵道比12 以上的涡扇发动机, 必须尽早储备这类关键技术, 否则在10年以后, 我们将面临一个难以跨越的技术障碍.根据国际当前正在预研的高涵道比涡扇发动机风扇的水平, 我国将来开展的这类高性能低噪声风扇的技术指标也应当达到当时国际预研的先进水平:p 涵道比: 12 以上;p 叶尖切线速度: 250~ 280 m/ s;p 压比: 1. 3 左右;p 外涵效率: 0. 91 以上;p 噪声: 比当前先进水平降低~ 4 EPN dB.4 大力加强试验研究分析能力, 提高试验研究水平认真研究航空技术先进国家风扇/ 高压压气机发展历程和研制经验, 对于解决我们今天所面临的问题仍是十分有益的.J79 发动机是在20 世纪50 年代开始研制的, 美国那时计算预估真实流动的能力仍很低( 低于中国现有的能力) , 然而J79 发动机研制成功了, 而且研制出了一台很好的高压压气机, 级数多达17 级; 在当时计算能力不高的条件下, 高压压气机的研制主要只能靠试验.20 年之后, 美国开始了新一代发动机) ) ) E3发动机的预研, 美国当时的准三维设计体系已相对成熟. 那时GE 公司虽然没有全三维分析软件,但其经过大量改进和试验验证的准三维体系预估流场的能力已高于中国现在的水平. 即使这样, 当时E3 发动机高压压气机的研制仍然进行2 轮反复, 才达到了设计指标. 1980 年1 月开始进行的试验发现叶根性能不好, 于是决定对前面级叶片加以修改; 1981 年4 月, 对组装了改进后叶片的10 级压气机进行了试验, 结果表明, 前段根部性能得到了改善, 但压气机性能和失速裕度仍不足,于是, 又对叶片做了修改设计, 最终达到了设计要求. 而这两次修改设计的依据都是来源于对大量试验测量结果的深入分析, 因此高压压气机气动试验的作用不仅在于测试性能, 更重要的是探测出问题所在, 从而为修改设计提供依据, 而我国在这方面还有待进一步提高.除上述全尺寸高速压气机试验之外, 前面已经提到GE 公司为研制高压压气机还创造了一套专门的试验研究技术-低速大尺寸压气机试验技术, 它在E3 发动机高压压气机的研制中也发挥了重要作用.虽然目前国际上高压压气机的设计技术已经发展到了多级全三维阶段, 但是总结各大研究机构的研究经验, 可以看出当前的三维设计体系只能适当减少压气机设计反复的次数, 但是本质上,多级高压压气机的最终调试还是要靠试验技术加以解决. 从上述实例可以得到以下重要的启示:1) 美国在发展高压压气机过程中, 流场分析模拟技术和试验研究技术都发挥了重要作用, 前期试验的作用则更大. 正是二者紧密地结合, 以及不断地发展, 完善和提高, 才达到了今天如此强大、高水平的研制能力.2) 应该强调, 美国的当时的型号试验研究和相关的预研并没有采用多么高精尖的测量技术,如E3 发动机高压压气机的试验采用的都是常规测量技术. 其中, 最值得中国借鉴的, 一是测量的准确度和可信度, 二是试验分析, 即流场诊断技术. 后者, 就是利用理论分析、流场数值分析与试验结果进行对比研究, 准确诊断出问题, 从而制定可行的技术改进措施.总之, 为了进一步提高中国高性能大涵道比风扇/ 高压压气机的研制能力, 不仅需要加强软件开发, 提高软件精度, 更应提高试验研究水平, 提高测试精度, 提高理论、计算与试验相结合的综合研究分析能力.。
民航大涵道比涡扇发动机三大特性分析
民航大涵道比涡扇发动机三大特性分析赵军;付尧明;唐庆如【摘要】The accurate steady-state model is the basis for the study of the three major characteristics of aero-engine.By the component characteristic modeling method,establish the steady-state model of civil aviation high Bypass-Ratio turbofan engine.The study found that When the flight altitude and Ma number remains constant,the thrust increases as the engine rotating speed increases,but at a high rotating speed,the thrust increases slowly.In the range of low rotating speed to middle rotating speed,the Specific Fuel Consumption (SFC) decreases with the increase of rotating speed;in the middle rotating speed to high rotating speed range,SFC increases with the increase of rotating speed.When the flight altitude and engine rotating speed is constant,the total thrust of the engine tends to decrease when the Ma number is increased,and the SFC increases sharply with the increase of the flight speed.When Ma number and the engine rotating speed remains constant,the thrust decreases as the height increases.At height range of 0-11Km,the SFC drops as the height increases,and the SFC remains the same after the height exceeds 11Km,but this is obtained without considering the Reynolds number correction;The low Reynolds number effect will cause the SFC of the engine to rise after 11Km.%准确的稳态模型是进行航空发动机三大特性研究的基础,采用部件特性建模方法,建立了民航大涵道比涡扇发动机的稳态模型;研究发现,保持飞行高度,马赫数不变时,增加发动机转速时,推力一直增加,但到了高转速阶段,推力的增加速度变缓;在低转速到中转速的区间内,燃油消耗率(SFC)随转速增加而降低;在中转速到高转速区间内,SFC随转速增加而增加;保持飞行高度,发动机转速不变时,增加马赫数时,发动机的总推力呈下降趋势,燃油消耗率随飞行速度增加而急剧增加.保持飞行马赫数,发动机转速不变时,推力随着高度的增加而降低;在0～11 km时,随着高度增加SFC一直下降,高度超过11 km后,SFC也保持不变,但这是不考虑雷诺数修正的情况下得到的;低雷诺数效应会导致11 km以后发动机的SFC会有所上升.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2018(026)002【总页数】4页(P215-218)【关键词】航空发动机;部件特性法;三大特性【作者】赵军;付尧明;唐庆如【作者单位】中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民航飞行学院航空工程学院,四川广汉618307【正文语种】中文【中图分类】V231.30 引言随着航空发动机和燃气轮机国家重大专项的立项，航空发动机和燃气轮机被列为国家“十三五”发展规划百个重点发展项目的首位，民用大涵道比涡扇发动机的发展也迎来了难得的发展机遇。
民用大涵道比涡扇发动机性能分析
民用大涵道比涡扇发动机性能分析吴川;赵军【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2022(22)27【摘要】为了更加深入地了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。
结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在海平面时尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行马赫数增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11 000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。
【总页数】9页(P12208-12216)【作者】吴川;赵军【作者单位】中国民用航空飞行学院航空工程学院【正文语种】中文【中图分类】V231【相关文献】1.航空发动机适航规章衍变与民用航空大涵道比涡扇发动机研制的关联性2.民用大涵道比涡扇发动机动态性能模拟研究3.民用大涵道比涡扇发动机压气机叶片重量估算方法4.民用大涵道比涡扇发动机吸雨能力评估的方法研究5.民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬设计因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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摘 要 ：基 于 Ｃ Ｆ Ｄ（ 计算流体动力学） 数值模 拟技 术 ， 分 别 对 两 个 不 同 涵 道 比 涡 扇 发 动 机 叶栅 式 射 流控
制 反 推模 型进 行 计 算 ， 分 析 了 反 推 力 的产 生及 控 制机 理 ， 并 详 细 分 析 了二 次 流 喷射 压 比 、 喷射位置 、 喷 射 角 度
Ｎ ｏｒ ｔ ｈｗ ｅ ｓ ｔ ｅ ｒ ｎ Ｐｏ ｌ ｙｔ ｅ ｃ ｈ ｎｉ ｃ ａ ｌ Ｕｎ ｉ ｖｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ， Ｘ ｉ ’ ａ ｎ ７１ ０ ０ ７２， Ｃｈｉ ｎ ａ； ２． Ｓｈ ｅ ｎｙ ａ ｎ ｇ Ａｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇｉ ｎｅ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ，
ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ． Ｔｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏｗ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈｅ ｃ ｏ ｎｆ ｉ ｇｕ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｆ ｌ ｏ ｗ ｆ ｉ ｅ ｌ ｄ ｐ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎｔ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｈｉ ｓ ｔ ｈｅ ｓ ｉ ｓ ｉ ｓ ｓ ｉ ｍｉ —
比模 型． 图 中 曲线 Ａ ＿ Ｂ代表风扇涵道下壁面， 下
壁面上 １ ， ２ ， ３ ， ４ ， ５分别表 示五个 二次 流喷射孔 的 位置 ， 曲线 Ｄ— Ｅ － Ｆ 代 表 风扇 涵 道 上 壁 面 ， 曲 线 ＧＨ Ｆ 代表 机 舱 外 表 面 ， 曲线 Ｄ－ Ｅ — Ｈ— Ｄ 表 示 在 外涵上 壁 面和 机 舱表 面 反 推 窗 口的 边界 ， 而 Ｆ 点 代表 整流 罩 的后 缘位 置． 气流 边界被 限制 在 Ａ Ｂ， Ｃ ＿ Ｄ— Ｇ， Ｈ－ Ｅ — Ｆ． 由 图 １还 可 以看 出 ， 导 流 叶 片 等 间距排 列 ， 等厚 度设 计 的导 流 叶片 型 面详 细 尺
文 献标 识码 ：Ａ
中 图分 类 号 ：Ｖ２ ３ １ ． ３
Ｎｕ ｍｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｎ ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｒ ｅ ｖ ｅ ｒ ｓ ｅ ｒ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄａ ｒ ｙ ｆ ｌ ｏ ｗ
作者简介 ： 刘春阳（ １ ９ ８ ５ 一） ， 男， 山东潍坊人， 硕士生 ， 主要从事航空发动机总体 和排气 系统领域的研究 Βιβλιοθήκη 航空动力
学
报
第 ２ ５ 卷
实 现反推 力 的传 统 方 法 主要 是 机 械式 ， 包 括 抓 斗式 、 叶栅式 和折 流 板式 等＿ １ 】 ． 这 几类 机 械 式 结 构存在 的最 大 缺点 是 短 舱质 量 明 显 增加 ， 机 械 运 动部件 增多 ， 对密封 性要 求较 高． 为 了突破 传统
向叶片 ， 使偏 转 的气 流逆 向 （ 向前 ） 流 动从 而 产 生
反推 力． 由于二次 流是从 高压 核心 流 中引 出 ， 因此 它不 仅实现 了风 扇 涵道 流 的偏 转 ， 而 且还 有 效地 减小 了核心 流 的推力 ， 使 系统 效率有 所改 善． 与 机
１ 数值 计 算 模 型
ｆ ｉ ｅ ｌ ｄ ｏ ｆ ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｒ ｅ ｖ ｅ ｒ ｓ ｅ ｒ ｓ ｗｉ ｔ ｈ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ａ ｒ ｙ ｆ ｌ ｏ ｗ ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗａ ｓ ｎ ｕ ｍｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｓ ｔ ｕ ｄ ｙ ｔ ｈ ｅ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｆ ｌ ｏ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ａ ｒ ｙ ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ，ａ ｎ ｇ ｌ ｅ ｏ ｆ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ａ ｒ ｙ ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ，ｔ ｏ ｔ ａ ｌ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｏ ｆ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ａ ｒ ｙ ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｔ ｏ ｔ ａ ｌ ｆ ａ ｎ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｒ ｅ ｖ ｅ ｒ —
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ｃ ｅ ｐｔ ｃ ａ ｎ ｎｏ ｔ ｂｅ ａ ｄ ｏ ｐｔ ｅ ｄ ｂｙ ｓ ｕｐ ｅ ｒ ｈｉ ｇ ｈ — ｂ ｙ ｐａ ｓ ｓ — ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｔ ｕｒ ｂ ｏｆ ａ ｎ ｅ ｎ ｇｉ ｎ ｅ ｓ ．
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ： ｃ ａ ｓ ｃ ａ ｄ ｅ ｔ ｈｒ ｕｓ ｔ ｒ ｅ ｖ ｅ ｒ ｓ ｅ ｒ； ｔ ｕ ｒ ｂｏ ｆ ａ ｎ ｅ ｎｇ ｉ ｎｅ； ｎｕ ｍｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ；
ｓ ｅ ｒ ． Ｔ ｈｅ ｉ ｍｐ ｏｒ ｔ ａ ｎｔ ｐａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｃ ａ ｓ ｃ ａ ｄ ｅ ｆ ｌ ｏ ｗ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ， ｗ ｈｉ ｃ ｈ ｉ ｓ ｉ ｎ ｄ ｉ ｒ ｅ ｃ ｔ ｐ ｒ ｏｐ ｏ ｒ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｏ ｒ ｅ ｖｅ ｒ ｓ ｅ
第 ２ ５卷 第 ８ 期
２ ０ １ ０年 ８月
航 空 动 力 学 报
Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎａ ｌ ｏ ｆ Ａｅ ｒ ｏ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ Ｐｏ ｗｅ ｒ
Ｖｏ ｌ ＿ ２５ ＮＯ ． ８
Ａｕ ｇ． ２ ０１ ０
文章编号 ： １ ０ ０ ０ — ８ ０ ５ ５ （ ２ ０ １ ０ ） ０ ８ — １ ８ １ １ － ０ ７
１ ． １ 几 何 构 型
本 文所 研 究 的 反推 装 置 构 型 见 图 １ ． 该 模 型
是基于 Ｃ Ｆ Ｍ５ ６ — ２ （ 涵 道 比 ５： １ ） 发动机 的 １ ／ １ ０缩
械式反 推技术 相 比， 流体 反推 力 技术 大 幅减 轻 了
反推装置 的质量 ， 明 显 降低 了 作 动 机 构 的复 杂 性｝ ８ ］ ， 并且 可 降低 内流 的正 向推力 ， 因此 具有 一定
ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ａ ｒ ｙ ｆ ｌ ｏ ｗ； ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ
收 稿 日期 ： ２ ０ １ ０ — ０ １ ２ ７ ；修 订 日期 ： ２ ０ １ ０ — ０ ５ １ ０
基金项 目： 西北工业 大学基础研究基金（ Ｊ Ｃ ２ ０ ０ ８ １ ５ ） ； 航空科￣ （ ２ ０ ０ ８ Ｚ Ｂ ５ ３ ０ １ ２ ）
及 主 流压 比对 流 场 结 构 和 反 推 性 能 的影 响 ． 采 用 与 反 推 力 成 正 比 的参 数 反 推 质 量 流 量 比来 衡 量 反 推 性 能 的 优劣， 计 算 结果 表 明 ： 二次流喷射压力 、 喷 射 位 置 和喷 射 角 度 是 影 响反 推 性 能 的 重 要 参 数 ， 并 且 在 一 定 的 风 扇
ｏ ｕ ｔ ｗｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｏ ｆ Ｃ ＦＤ （ ｃ ｏ ｍｐ ｕ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｆ ｌ ｕ ｉ ｄ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ ） ． Ｔｈ ｅ ｔ ｗｏ — ｄ ｉ ｍｅ ｎ ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｆ ｌ ｏ ｗ
空 白， 本 文利 用 Ｃ Ｆ Ｄ（ 计算流体动力学） 技术 ， 数
值模 拟 了基 于 两个不 同涵道 比缩 比模 型二次 流 喷 射 的无 阻流板 叶栅 式 反 推力 装 置 内部 流 场． 通 过
对 流场结 构 的详细 分 析 ， 阐述 了其 产 生反 推力 的
机理 ， 得到 了不 同 主流 压 力条 件 下 反推 性 能参 数 （ 通 过反推 质量 流量 比表 示 ） 随 二次 流 喷 射压 力 、 喷射 位置 、 喷射 角度 等 二 次 流气 动几 何 参数 的变 化规 律 以及 流 体 反 推 力 技 术 适 用 的大 致 涵 道 比
涵道 流前 提 下 ， 存 在 最 佳 的二 次 流 喷射 位 置 、 喷射角度和喷射压 力 ； 由 于 二 次 流 引 气 量 的 限定 ， 限 制 了 二 次 流 射人深度 ， 因此 射 流 控 制 反 推 技 术 不 能 用 于 超 大 涵 道 比发 动 机 ． 关 键 词 ：叶 栅 式 反 推 ；涡扇 发 动机 ；数 值 模 拟 ；二 次 流 ；射 流控 制
大 涵 道 比涡 扇 发 动 机 射 流 控 制 反 推 模 型 数 值 模 拟