变循环发动机

摘要： 变循环发动机根据模式选择机构的打开和关闭有两种工作状态,在模态转换过程中,可能出现经过核心机驱动风扇压缩的气体一部分重新流回到核心机驱动风扇进口的现象。为分析变循环发动机中倒流现象对整机的影响规律,采用稳态性能仿真方法进行性能分析,完成了模拟稳定倒流现象的变循环发动机稳态模型建模。通过研究相关文献对倒流现象描述,从倒流现象产生、数学模型建立、倒流状态仿真三个方面对变循环发动机倒流现象进行阐述。通过采用一种向前引气的局部循环平衡被动收敛方法,实现发动机在设计点和非设计点计算过程中性能仿真。仿真结果表明:随着倒流流量的增加,风扇出口的流通能力降低,风扇工作点升高,裕度减小;核心机驱动风扇的流通能力提高,核心机驱动风扇工作点向下移动。

摘要： 为了研究变循环发动机压缩系统模式转换过程中气动特性变化规律,基于节流阀理论,建立了能够描述不同开度下模式选择阀门节流特性的低阶模型。并将该模型以特征边界的形式应用于某双涵道变循环风扇的外涵道出口,建立了用于模式转换过程流场数值仿真的全三维/低阶混合计算模型。通过与全三维阀门建模的计算结果对比,验证了节流阀计算模型的精度和有效性,进一步将此方法用于该变循环风扇单-双涵道模式转换过程风扇性能变化预测及分析,得到以下结论:表征节流强度的节流阀系数只与阀门流通面积比有关,与阀门角度无关,因此该节流阀模型对于不同运动角度范围的模式选择阀门具有普适性;节流阀模型方法能够准确地预测模式转换过程中风扇整机及各级气动特性的变化趋势,与阀门三维建模方法相比,对风扇整机及各级压比预测误差不超过1.93%,效率误差不超过1.05%;在阀门关闭的过程中,第二级风扇性能变化更剧烈,第一级风扇性能在阀门开度较大时气动性能基本不变,开度较小时才出现明显变化,存在滞后性。

摘要： 虽然自"协和"式民机退出蓝天后,在役民机止步于高亚声速,但是研究人员追寻超声速民用运输的脚步却从未停止,并且自第1代超声速民机以后,对超声速民机的研究就从未脱离过变循环发动机的技术探索.叙述了国外超声速民机用变循环发动机的发展历程,着重介绍了美国超声速巡航研究(SCR)计划、美国高速研究(HSR)计划、欧洲超声速研究(ESRP)计划、日本高超声速运输机推进系统研究(HYPR)计划、美国商业超声速(CST)计划下的变循环发动机研制情况,总结了各计划下变循环发动机的结构特点、性能优势及发展目标,论述了进/发匹配、低噪声、低排放等超声速民机用变循环发动机的关键技术及研究进展,为中国超声速民机用变循环发动机的发展提供一定的参考.

摘要： 针对变循环发动机在模式转换过程中模式选择阀回流对压缩部件产生影响的问题,建立了不同模式选择阀角度的压缩系统模型,开展了多工况联合数值仿真,详细分析了在模式转换过程中外涵的流动特征以及回流对压缩部件的影响,针对回流发生机理,从整机调节的角度提出了避免回流的措施并进行了数值验证.结果表明:变循环发动机在模式转换时直接打开模式选择阀将导致气体发生回流,回流使风扇工作点升高、喘振裕度下降,模式选择阀打开至14°时风扇接近喘振边界,回流导致CDFS进口产生进气畸变,压力畸变指数最高达到15％,从而影响CDFS的性能.在模式转换前打开喷口和后涵道引射器,再配合调节前涵道引射器和CDFS进口导叶,可以避免发生回流,从而保证变循环发动机稳定工作.

摘要： 近日,美国著名航空杂志《航空周刊》刊出一条重磅消息,2021年美国通用动力公司(GE)研发建造的XA-100自适应变循环发动机将开始地面测试。如果不出意外,这种发动机将和普惠研发的XA-101展开竞争,最后决出下一代空中战机的主力发动机。该发动机一旦量产,将会产生极其重大的影响。

摘要： 变循环发动机可通过调节流量、增压比和涵道比,使发动机在多种飞行条件和工作状态下都具有良好的使用性能和较高的工作效率,有效改善发动机耗油率和航程等,为此得到各航空强国的重视。从公开文献看,目前的变循环发动机研究主要集中于部件优化设计、性能计算、优势分析和数学建模,针对发动机雷达隐身特性的较少。

摘要： 为借鉴和参考美国第6代战斗机发动机的研制经验,综述了美国国防部对美国空军和海军、美国空军和海军对第6代战斗机及第6代战斗机对发动机的需求,梳理和绘制了第6代战斗机发动机技术研究和产品研制的发展路径,总结和归纳了其发展特点,对其未来趋向进行了分析和预测.美国战斗机发动机在世界上处于技术领先地位,第6代战斗机发动机需求经过几番迭代论证,已经明确为自适应循环发动机;第6代战斗机发动机技术经过长期持续的开发与验证,已经基本成熟,并且技术特征基本确定为以自适应结构为主的1+N模式;竞争发展已经进入X验证机竞争发展阶段.

摘要： 为分析带分流环的变循环发动机后向雷达隐身性能,利用物理光学迭代法对带分流环的变循环发动机和不带分流环的常规构型发动机分别进行了后向隐身性能计算,得到了两种类型发动机在不同电磁波入射方位角时的雷达散射截面积(RCS),并借助感应电流的分析方法对计算结果进行了解释和对比分析.研究结果表明,相对于常规构型发动机,带分流环的变循环发动机具有更加优异的雷达隐身性能,不同入射方位角下的RCS均更小;分流环的存在很大程度上降低了发动机的电磁信号特征.物理光学迭代法在计算发动机隐身特性方面具有较高的精度.

摘要： 分析某双涵道变循环发动机转子系统结构特点,建立转子-支承系统三维有限元模型,计算、分析转子支承方式的改变对转子临界转速的影响.结果表明:以低压转子为主激励,转速在20 000 r/min内,4支点支承比5支点支承临界转速多一阶,其中第一、三阶临界转速降低,第二阶升高,第四阶基本不变.5支点方式能有效地减少柔性低压转子弯曲振动模态出现,但是会增加低压风扇盘的上下偏摆振动模态,较易发生风扇叶片与机匣的碰磨.4支点方式结构更简单,但是转子系统在高转速时需要多经过一阶临界转速,会增加转子及整机的振动.

摘要： XA100是GE公司开发的自适应变循环发动机演示型号,该发动机已进行了大量测试,其性能指标和研发进度均符合当初的预期。2021年5月,美国GE公司宣布由其设计和制造的首台全尺寸三涵道自适应变循环发动机XA100的首次试验已经完成,发动机性能与试验前的预测相符,并且与美国空军的“自适应发动机技术转移讣划”(AETP)目标完全吻合。

摘要： 为了预估CDFS涵道损失对变循环发动机稳定性的影响,建立了变循环发动机稳定性影响分析模型,以变循环发动机双外涵工作模式作为评定工况,利用CFD计算软件对前可调面积涵道引射器的不同开度进行了模拟计算,得到了不同调节方案的总压损失,利用发动机稳定性设计和分析系统GasTurb-SSS软件对该损失对发动机稳定性的影响进行了评定.计算结果表明:CDFS涵道损失对变循环发动机的稳定性存在一定影响;在一定范围内调节前可调面积涵道引射器的开度和轴向长度可以改善CDFS涵道出口处的总压恢复系数和发动机的抗畸变能力.

摘要： 超音速飞机中变循环发动机(VCE)能够通过改变某些可调部件的几何参数(如面积、角度、位置等)，使发动机在多种工作条件下都能够达到最佳的热力循环，从而适应多任务飞行的需求。利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能优化.在巡航状态最大推力到50％最大推力的节流优化过程中,采用了低压转速保持不变、高压转速减小的控制和高低压转速协同控制的两种不同的控制方案.结算结果表明:在保证进口流量不变的条件下,采用第二种方案相比第一种方案,在50％最大推力时发动机的耗油率下降了5.997％.采用的高低压转速协同控制方案对发动机进行了有效的控制,提高了巡航性能.

摘要： 本文应用Williamson的方法论述了变循环发动机设计点选择和匹配的过程,并利用Turbomatch软件进行数值模拟,研究某具体变循环发动机的两个设计点及匹配问题,得到可实现的变循环过程.

摘要： 性能寻优控制是使变循环发动机满足长寿命、低油耗和大推力需求的主要途径,也是实现飞机推进系统综合控制的关键技术.采用人工蜂群算法(ABC)对变循环发动机典型亚音速巡航点(H=11km,Ma=0.8)耗油量进行了寻优分析,找到了耗油率最小条件下发动机六个几何可调参数、五个发动机循环参数最优值.结果表明,人工蜂群算法能够完成变循环发动机多维优化问题.

摘要： 分析了变循环发动机前、后可变面积涵道引射器的几何调节方式,考虑了前可变面积涵道引射器在单外涵模式由于面积突扩引起的局部总压损失,模拟了前、后可变面积涵道引射器在不同调节方式下对部件稳定性及整机性能的影响.结果表明,在双外涵模式,前可变面积涵道引射器外涵进口面积调节对变循环发动机性能影响较小,若保持后可变面积涵道引射器总面积不变,增大外涵进口面积或者减小内涵进口面积均使发动机推力提高的幅度更大;在单外涵模式,放大前可变面积涵道引射器内涵进口面积可减小局部总压损失并增大风扇和核心机驱动风扇级的喘振裕度,并且若保持总面积不变可使这种改善更为显著.

摘要： 发展了基于飞机/变循环发动机一体化设计的数值仿真模型,针对马赫数2.55超声速巡航运输机的飞行任务,通过飞机升阻特性计算、约束分析、任务分析,得到变循环发动机设计性能指标,结合变循环发动机循环参数分析以及安装损失计算,找到满足超声速运输机全飞行包线内性能需求的变循环发动机性能参数.结果表明变循环发动机可满足不同工作条件下超声速运输机对发动机推力和耗油率的要求,同时能够实现等流量巡航推力调节,减少安装损失.

摘要： 以变循环发动机非轴对称前涵道引射器为研究对象,建立了三维计算模型,采用数值模拟的方法,研究了开孔数量、掺混角度、进出口压比对其热混合效率、引射系数和总压恢复的影响规律.结果表明,在开口面积不变的情况下,增大开孔数量会提高引射器的热混合效率;在掺混初始阶段,引射器掺混效率会随着掺混角度的增大而降低;而在出口处,引射器热混合效率随着掺混角度的增大而增大.进一步发现,开孔数量由4增加到6以及由6增加到8会引起总压恢复系数和引射系数分别减小大约为1％和4.5％.相比25°掺混角,30°掺混角的总压恢复系数减小大约1.5％,而引射系数减小了20％.随着进出口压比的增大,引射器热混合效率增加,引射系数减小,总压恢复系数先增大后减小.

摘要： 根据变循环发动机前可变面积涵道引射器的工作特点和结构特征,以常规零维引射器设计方法为基础,充分考虑发动机机匣对涵道内气流的作用,在原始守恒方程的基础上引入轴向和径向动量方程,建立了工程上适用的变循环发动机轴对称前可变面积涵道引射器的设计和计算方法.经过将此方法的计算结果与CFD计算结果的对比,验证了计算方法的工程适用性.利用这种方法,对轴对称前可变面积涵道引射器的特性和流量调节设计方法进行了初步的研究,得到了前可变面积涵道引射器的性能曲线和调节规律。

摘要： 本文对变几何低压涡轮进行了特性分析,研究了导叶旋转角度对低压涡轮流量、效率、功率、反力度及动叶载荷分布的影响,对不同安装角下导叶上下端壁间隙泄漏对涡轮性能的影响进行了初步分析.结果表明:随导叶喉部面积开大,涡轮流量、功率及反力度增大的趋势渐缓;导叶喉部面积增大(0°～+6°)时,低压涡轮效率在不同膨胀比下均降低;随着喉部面积减小时(0°～-4°),在设计膨胀比附近低压涡轮效率降低,但随着膨胀比增加,低压涡轮内激波损失及动叶攻角损失比例不同导致效率出现波动.导叶根、尖端部间隙大小对涡轮性能的影响较大,间隙增大1％,效率下降约3.2个百分点.

摘要： 本文对变几何低压涡轮进行了特性分析,研究了导叶旋转角度对低压涡轮流量、效率、功率、反力度及动叶载荷分布的影响,对不同安装角下导叶上下端壁间隙泄漏对涡轮性能的影响进行了初步分析.结果表明:随导叶喉部面积开大,涡轮流量、功率及反力度增大的趋势渐缓;导叶喉部面积增大(0°～+6°)时,低压涡轮效率在不同膨胀比下均降低;随着喉部面积减小时(0°～-4°),在设计膨胀比附近低压涡轮效率降低,但随着膨胀比增加,低压涡轮内激波损失及动叶攻角损失比例不同导致效率出现波动.导叶根、尖端部间隙大小对涡轮性能的影响较大,间隙增大1％,效率下降约3.2个百分点.

摘要： 米勒循环发动机的控制装置包括电子控制单元。所述电子控制单元构成为，执行提前关闭米勒循环运转模式，所述提前关闭米勒循环运转模式控制可变气门机构，以使进气门在进气下止点以前关闭。所述电子控制单元构成为，执行减压模式，所述减压模式控制所述可变气门机构，以在发动机启动时使所述进气门比所述进气下止点延迟关闭。所述电子控制单元构成为，在所述减压模式结束后执行所述提前关闭米勒循环运转模式。所述减压模式下使用的所述进气门相对于所述进气下止点的延迟关闭量比利用所述可变气门机构使所述进气门的关闭正时最提前时的所述进气门相对于所述进气下止点的提前关闭量大。

摘要： 双循环发动机，具有：活塞(3)，其具备多个活塞环(3a)，沿着汽缸(2)自如地往复移动；以及注油端口(12)，其设于汽缸(2)，将润滑油注油至活塞环(3a)滑动的汽缸(2)的滑动面(2a)。设有多个相邻的活塞环(3a)之间的环间空置部位。另外，双循环发动机具有控制装置(15)，该装置将活塞(3)趋向上死点时的从注油端口(12)注油的期间调整为如下期间：除去最上部的环间空置部位通过注油端口(12)为止的期间，而且包括最下部的环间空置部位的至少一部分与注油端口(12)对置的期间。

摘要： 一种用于发动机的转子组件，包括：转子，其支承在轴承上以轴向旋转，转子的一部分形成压缩通道，压缩通道从轴线向外延伸，气体通过轴线处的入口进入转子并且通过压缩通道向外流动；燃烧室，其支承在转子的最大半径附近的压缩通道内，燃烧室具有封闭外端部和燃烧室气体入口，气体通过燃烧室气体入口进入燃烧室，每个燃烧室均具有燃料入口；以及一个或多个膨胀通道，其与压缩通道内的燃烧室流体连接并且从燃烧室径向向内延伸，并且在转子轴线处或转子轴线附近流体连接至燃烧气体出口管，燃烧气体出口管沿着转子轴线延伸，通过燃料与入口气体在燃烧室内的燃烧而产生的燃烧气体随着燃烧气体向内流动通过膨胀通道而膨胀。

摘要： 本发明提供一种2循环发动机，其有效地抑制因燃烧气体进入曲柄室内引起的发动机输出的降低或排出气体中的THC(总碳氢化合物)的增加，并且提供具有该2循环发动机的2循环发动机工具。发动机具有：气缸，其在气缸周方向的不同位置设置2个扫气口，在该2个扫气口处分别设置经由扫气流路连通的扫气流入口；以及活塞，其在与该扫气流入口相对应的位置形成2个扫气连通口，其构成为，可以使曲柄室内的混合气体分别从活塞的内部空间通过扫气连通口，从扫气流入口经由扫气流路、扫气口流入气缸内，使从气缸内通过扫气口、扫气流路、扫气流入口、扫气连通口流入活塞内的气体在活塞的内部空间的上部旋回，使该气体滞留在活塞内部空间的上部。

摘要： 米勒循环发动机的控制装置包括电子控制单元。所述电子控制单元构成为，执行提前关闭米勒循环运转模式，所述提前关闭米勒循环运转模式控制可变气门机构，以使进气门在进气下止点以前关闭。所述电子控制单元构成为，执行减压模式，所述减压模式控制所述可变气门机构，以在发动机启动时使所述进气门比所述进气下止点延迟关闭。所述电子控制单元构成为，在所述减压模式结束后执行所述提前关闭米勒循环运转模式。所述减压模式下使用的所述进气门相对于所述进气下止点的延迟关闭量比利用所述可变气门机构使所述进气门的关闭正时最提前时的所述进气门相对于所述进气下止点的提前关闭量大。

摘要： 一种用于发动机的转子组件，包括：转子，其支承在轴承上以轴向旋转，转子的一部分形成压缩通道，压缩通道从轴线向外延伸，气体通过轴线处的入口进入转子并且通过压缩通道向外流动；燃烧室，其支承在转子的最大半径附近的压缩通道内，燃烧室具有封闭外端部和燃烧室气体入口，气体通过燃烧室气体入口进入燃烧室，每个燃烧室均具有燃料入口；以及一个或多个膨胀通道，其与压缩通道内的燃烧室流体连接并且从燃烧室径向向内延伸，并且在转子轴线处或转子轴线附近流体连接至燃烧气体出口管，燃烧气体出口管沿着转子轴线延伸，通过燃料与入口气体在燃烧室内的燃烧而产生的燃烧气体随着燃烧气体向内流动通过膨胀通道而膨胀。

摘要： 双循环发动机，具有：活塞(3)，其具备多个活塞环(3a)，沿着汽缸(2)自如地往复移动；以及注油端口(12)，其设于汽缸(2)，将润滑油注油至活塞环(3a)滑动的汽缸(2)的滑动面(2a)。设有多个相邻的活塞环(3a)之间的环间空置部位。另外，双循环发动机具有控制装置(15)，该装置将活塞(3)趋向上死点时的从注油端口(12)注油的期间调整为如下期间：除去最上部的环间空置部位通过注油端口(12)为止的期间，而且包括最下部的环间空置部位的至少一部分与注油端口(12)对置的期间。

摘要： 本发明提供一种2循环发动机，其有效地抑制因燃烧气体进入曲柄室内引起的发动机输出的降低或排出气体中的THC(总碳氢化合物)的增加，并且提供具有该2循环发动机的2循环发动机工具。发动机具有：气缸，其在气缸周方向的不同位置设置2个扫气口，在该2个扫气口处分别设置经由扫气流路连通的扫气流入口；以及活塞，其在与该扫气流入口相对应的位置形成2个扫气连通口，其构成为，可以使曲柄室内的混合气体分别从活塞的内部空间通过扫气连通口，从扫气流入口经由扫气流路、扫气口流入气缸内，使从气缸内通过扫气口、扫气流路、扫气流入口、扫气连通口流入活塞内的气体在活塞的内部空间的上部旋回，使该气体滞留在活塞内部空间的上部。

摘要： 本申请提供一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法，该变循环发动机包括调节机构、转子机构、燃烧机构、以及外机匣和内机匣；内机匣位于外机匣内，外机匣与内机匣之间具有供气体流通的外涵道；转子机构包括低压转子和高压转子，高压转子位于内机匣内，内机匣内具有供气体流通的内涵道，低压转子的部分位于外机匣内；燃烧机构包括外涵燃烧室和内涵燃烧室，内涵燃烧室设置于内涵道内，外涵燃烧室设置于外涵道内；调节机构的至少一部分与内机匣的进气端连接。本申请提供的变循环发动机能够对涵道比和增压比进行大幅度调节，既提高了变循环发动机对推力的调节能力和燃油经济性，又拓宽了变循环发动机的宽速域工作范围。

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。