【摘要】：氣動穩(wěn)定性已經(jīng)成為當代航空發(fā)動機重要的戰(zhàn)術(shù)和技術(shù)指標。設計良好的航空發(fā)動機，除了實現(xiàn)高性能和高可靠性之外，還要求在整個飛行包線范圍內(nèi)都必須有足夠的可用穩(wěn)定裕度。為此，在發(fā)動機研制周期的各個階段，都需要進行氣動穩(wěn)定性分析，確保其可用穩(wěn)定裕度大于總需用穩(wěn)定裕度。影響發(fā)動機氣動穩(wěn)定性的因素有很多，外部因素主要有壓力畸變、溫度畸變、平面波、沖擊波和雷諾數(shù)等，內(nèi)部因素主要有加/減速、接通/斷開加力、功率提取與附加引氣、生產(chǎn)/裝配偏差、部件老化、控制容差等。在發(fā)動機研制初始階段，原則上不可能獲得各種因素對氣動穩(wěn)定性影響的試驗數(shù)據(jù)；整個研制過程中進行全飛行包線范圍的試驗成本也太高；對于地面或高空臺設施不能進行的試驗，也需要利用數(shù)值計算來代替。因此，氣動穩(wěn)定性分析中的數(shù)值計算方法受到了高度關(guān)注并被廣泛的應用。 為提升數(shù)值計算方法在航空發(fā)動機氣動穩(wěn)定性分析中的功能和適用范圍，在分析各項降穩(wěn)因子對發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的機理基礎上，建立和發(fā)展了相應的數(shù)學模型和求解方法，構(gòu)建了功能完善的適用于發(fā)動機方案設計階段和工程設計階段的氣動穩(wěn)定性分析平臺，并以某渦扇發(fā)動機為例，開展了全飛行包線范圍的氣動穩(wěn)定性綜合評估。本文的主要研究內(nèi)容和結(jié)論可概括如下： （1）對發(fā)動機不同研制階段的氣動穩(wěn)定性分析內(nèi)容進行概括總結(jié)，分析了各項降穩(wěn)因子對發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的機理并進行合理歸類；依據(jù)某渦扇發(fā)動機的技術(shù)任務，并參照國軍標GJB/Z224-2005的評估要求，在飛行包線內(nèi)確定了6個需要評估的典型狀態(tài)和對應的降穩(wěn)因子；利用補償各個降穩(wěn)因子的局部需用穩(wěn)定裕度的統(tǒng)計規(guī)范值來預估發(fā)動機的總需用穩(wěn)定裕度，完成了方案設計階段的氣動穩(wěn)定性分析。 （2）以部件匹配方法為基礎，根據(jù)控制規(guī)律、限制參數(shù)和共同工作方程，建立了航空發(fā)動機穩(wěn)態(tài)模型，并采用Newton-Raphson方法進行迭代求解；獲得了典型狀態(tài)下風扇和高壓壓氣機的可用穩(wěn)定裕度；通過將雷諾數(shù)修正模型、功率提取、附加引氣模型、部件老化模型嵌入到穩(wěn)態(tài)模型中，建立了可以分析雷諾數(shù)、功率提取、附加引氣、部件老化對發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的數(shù)學模型。計算結(jié)果表明，發(fā)動機處于高空小表速狀態(tài)時受雷諾數(shù)和功率提取的影響最大，此時風扇和高壓壓氣機的穩(wěn)定裕度均下降明顯；附加引氣在一定程度上可以增加發(fā)動機的穩(wěn)定裕度；部件老化對發(fā)動機穩(wěn)定裕度的影響不可忽略。 （3）通過分析動態(tài)過程中發(fā)動機轉(zhuǎn)速、流量、壓力、能量存在的不平衡現(xiàn)象，在發(fā)動機穩(wěn)態(tài)模型的基礎上，增加主燃燒室、混合室及加力燃燒室、外涵通道的容積效應和高低壓轉(zhuǎn)子動力學方程，建立了可以分析加/減速、接通/斷開加力等降穩(wěn)因子對發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的動態(tài)過程數(shù)學模型，并采用時間推進的歐拉方法進行求解，得到了加速過程、減速過程、接通加力過程和斷開加力過程對發(fā)動機穩(wěn)定裕度的影響。計算結(jié)果表明，加速過程中，和風扇相比，高壓壓氣機加速線更趨于靠近穩(wěn)定邊界；減速過程中，風扇和高壓壓氣機受穩(wěn)定邊界的限制均較小，只有在低轉(zhuǎn)速段時的風扇穩(wěn)定裕度和穩(wěn)態(tài)相比有少許的下降；接通/斷開加力過程中，高壓壓氣機的穩(wěn)定裕度基本不變，而風扇的穩(wěn)定裕度波動較大。 （4）通過將平行壓氣機模型擴展為“平行發(fā)動機”模型，并采用二維、無粘的歐拉方程進行描述，建立了分析進氣畸變對發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的數(shù)學模型，并采用四階Runge-Kutta方法進行求解。計算得到了沖擊波、動態(tài)溫升和動態(tài)壓力畸變下影響下發(fā)動機內(nèi)部的參數(shù)變化，并對本文提出的基于“臨界壓力梯度”的失穩(wěn)判據(jù)進行驗證；和現(xiàn)有失穩(wěn)判據(jù)相比，本文提出的失穩(wěn)判據(jù)適應性更強；通過計算發(fā)動機流道中的畸變傳遞曲線，評估了發(fā)動機部件對畸變的衰減能力，其中風扇和高壓壓氣機對畸變的衰減能力最強；計算得到了典型狀態(tài)下發(fā)動機的臨界畸變值、畸變敏感系數(shù)和補償進氣畸變所需要的局部需用穩(wěn)定裕度。 （5）作為研究成果的集中體現(xiàn)，基于VC++軟件，編制了具有自主知識產(chǎn)權(quán)的航空發(fā)動機氣動穩(wěn)定性分析系統(tǒng)。該系統(tǒng)下集成了構(gòu)建多種類型發(fā)動機所需的標準模型，允許用戶選用標準模型來組成目標發(fā)動機進行分析。該系統(tǒng)功能全面，可以定量的分析氣動穩(wěn)定性評定規(guī)范中規(guī)定的各項降穩(wěn)因子對發(fā)動機穩(wěn)定裕度的影響程度，適用于發(fā)動機方案設計階段和工程設計階段的氣動穩(wěn)定性分析研究。該分析系統(tǒng)具有友好的界面和可擴展性，有利于氣動穩(wěn)定性分析方法的廣泛應用和不斷發(fā)展。 （6）針對某渦扇發(fā)動機，，利用所建立的分析系統(tǒng)，完成了工程設計階段全飛行包線范圍內(nèi)的氣動穩(wěn)定性綜合評估。結(jié)果表明，在所評估的狀態(tài)中，高空小表速狀態(tài)下風扇和高壓壓氣機的總需用穩(wěn)定裕度最大；在所有降穩(wěn)因子中，補償進氣畸變的局部需用穩(wěn)定裕度最高；在高空小表速狀態(tài)下，雷諾數(shù)是影響發(fā)動機氣動穩(wěn)定性的重要因素之一。
【圖文】：

對于艦載機而言，在起飛和著艦時飛行攻角大，產(chǎn)生較大的壓力畸變（如圖 1.2 所示）；目前固定翼艦載機普遍采用蒸汽彈射裝置進行起飛，在離艦過程中，由于彈射器釋放的蒸汽被吸入進氣道，在發(fā)動機進口形成了局部高溫區(qū)，會導致發(fā)動機發(fā)生喘振。美國海軍 A-7 飛機裝備的兩款渦扇發(fā)動機的彈射蒸汽吸入試驗表明[6]，發(fā)動機喘振次數(shù)占起飛次數(shù)的 14.3%~22.4%。因此，對于艦載機而言，除了進氣道設計要求盡量少地吸入彈射蒸汽外，所裝備的發(fā)動機還必須具有較強的抗溫度畸變能力。

圖 1.1 一體式飛機的發(fā)動機布局而言，在起飛和著艦時飛行攻角大，產(chǎn)生較大的壓力畸變（如普遍采用蒸汽彈射裝置進行起飛，在離艦過程中，由于彈射器動機進口形成了局部高溫區(qū)，會導致發(fā)動機發(fā)生喘振。美國海機的彈射蒸汽吸入試驗表明[6]，發(fā)動機喘振次數(shù)占起飛次數(shù)的機而言，除了進氣道設計要求盡量少地吸入彈射蒸汽外，所裝溫度畸變能力。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2013
【分類號】：V231

【參考文獻】

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本文編號：2568572