隨著航空事業(yè)的飛速發(fā)展,傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)已難以滿足現(xiàn)階段高推力、低油耗的雙重性能指標(biāo)。為此國(guó)外提出了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的概念,變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)不僅為空軍戰(zhàn)斗機(jī)提升作戰(zhàn)性能,也為洲際超音速客機(jī)提供超音速飛行的能力,而目前國(guó)外正發(fā)展帶第三個(gè)涵道的自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)�；谏鲜隹紤],本文通過(guò)研究變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)及其可調(diào)部件特性,建立三涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)及超聲速進(jìn)氣道一體化模型,并開(kāi)展了變循環(huán)安裝性能、控制規(guī)律及性能優(yōu)化等方面的研究,其主要內(nèi)容如下:首先,在雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上研究了三涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī),并建立變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與超聲速進(jìn)氣道一體化模型。針對(duì)進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題,分析變循環(huán)可調(diào)部件對(duì)其影響規(guī)律。同時(shí)根據(jù)進(jìn)氣道內(nèi)、外流特性的分析,研究變幾何調(diào)節(jié)對(duì)進(jìn)氣道溢流阻力、發(fā)動(dòng)機(jī)后體阻力及安裝性能的影響。其結(jié)果表明,在馬赫數(shù)大于1.0,進(jìn)氣道阻力相比于混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)降低了20%。其次,利用所建模型研究了三涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝性能控制,探索變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)恒流量控制規(guī)律并在地面進(jìn)行仿真驗(yàn)證。在亞聲速及超聲速巡航狀態(tài)下,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)采用恒流量控制降低進(jìn)氣道溢流阻力,并與混排變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝性能進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明,相比于混排三涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：91 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

GE21雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)因?yàn)槭苊绹?guó)空軍及海軍的支持，GE公司在GE21發(fā)展的基礎(chǔ)上發(fā)展了第一個(gè)ATEGG變循

圖 4. 12 增廣 LQR 及 PID 綜合控制設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)了發(fā)動(dòng)機(jī)在接收到控制系統(tǒng)輸出指令調(diào)整，控制變量出，控制變量迅速響應(yīng)，高低壓轉(zhuǎn)速并未有過(guò)大超調(diào)定運(yùn)行。而后 40s 發(fā)動(dòng)機(jī)低壓相對(duì)換算轉(zhuǎn)速由 96%調(diào)調(diào)整至 96%且落壓比由 6.8 調(diào)整至 7.2，從圖中看出高

8AfbW 4. 16 高低壓轉(zhuǎn)子相對(duì)換算轉(zhuǎn)速增廣 LQR 閉環(huán)控制回路回路的基礎(chǔ)上將其他可調(diào)幾何部件參數(shù)按開(kāi)環(huán)控制，其中導(dǎo)葉角iα 、壓氣機(jī)導(dǎo)葉角cα 、模式選擇活門(mén)面積MSVA 、風(fēng)態(tài)轉(zhuǎn)化過(guò)程中，需保證發(fā)動(dòng)機(jī)平穩(wěn)運(yùn)行，其中需重點(diǎn)考慮的工作模式。因此，首先對(duì)模式選擇活門(mén)進(jìn)行仿真研究。km，Ma=0.8 的飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真，將模式選擇活門(mén)由全開(kāi)機(jī)其他變量的影響情況。其中，保持發(fā)動(dòng)機(jī)高低壓相對(duì)換圖 4.17 所示。


本文編號(hào)：2917643