摘要：为探究涡轮-电分布式推进(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系统的性能方案对飞机任务油耗的影响,建立了推进系统的性能模型和飞/发一体化评估模型.以150座商用客机为例,研究了推进系统设计参数对飞机质量、油耗的影响,并分析了不同电池放电策略能够带来的收益和负面影响.结果表明:燃气涡轮发动机的涡轮前温度和电力系统的相对额定功率均存在使任务油耗最低的最优值;电池的能量应优先用于在负载端无法满载工作时提供功率补充,该放电策略在电池能量密度超过400 Wh/kg时就能实现任务油耗的降低.本文建立的飞/发一体化设计方法可为涡轮-电分布式推进系统的综合优化设计提供参考.

摘要：针对有涡轴和涡扇两种工作模态的涡轴-涡扇变循环发动机,提出了其方案设计的多设计点融合算法。以涡喷发动机为例,对发动机多设计点设计的融合算法模型的建立方法进行了介绍;建立了涡轴-涡扇变循环发动机的多设计点融合算法模型;确定涡轴-涡扇变循环发动机的典型工况点包括高空巡航涡扇模态工况点、地面涡轴模态工况点及转模态工况点,完成发动机方案设计;最后以各典型工况点处飞行器对发动机的性能需求为多设计点融合算法的输入条件,与常规方法得到的参数进行对比验证,结果差异在1%以内。所提出的多设计点融合算法可为变循环发动机总体方案设计提供借鉴。

摘要：针对回热式工质驱动分布式推进系统在布局、安装等方面存在的不足,将涡轮电驱动方式与其结合,提出了一种部分涡轮电分布式推进系统。基于部件法建立了设计点计算模型,开展了推进系统的能量流动机理分析,提出了能量传输中关键参数的设计方法。以此为基础,分析了设计参数对推进系统的影响,并对比了分析不同分布式推进系统的性能及设计参数。结果表明:部分涡轮电分布式推进系统耗油率对涡轮前温度的敏感性高于总增压比;相对于工质驱动分布式推进系统,部分涡轮电分布式推进系统存在1.7%的耗油率优势,且当功率占比选取合理时,能够改善原工质驱动分布式推进系统的不足。围绕推进系统耗油率,论证了基于工质驱动的部分涡轮电分布式推进系统在性能上的适用性。

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。

摘要：为了研究不同燃料对火箭基组合循环(rocket based combined cycle,RBCC)发动机总体性能的影响,建立了RBCC发动机准一维总体性能仿真模型,分别研究了以液氧煤油、过氧化氢煤油、液氧甲烷和液氧液氢为燃料的RBCC发动机推力和比冲性能。结合飞/发一体化性能分析模型,研究了不同燃料发动机性能对完成飞行任务能力的影响。结果表明:氢燃料RBCC发动机引射模态推力是煤油燃料RBCC发动机的1.3倍;氢燃料RBCC动力飞行器巡航距离最远,为4 470 km;相同的飞行器参数下,过氧化氢煤油燃料RBCC动力飞行器机动性最大。本方法可为RBCC发动机总体性能方案设计和燃料选取提供参考。

摘要：高速涡轮发动机及其组合动力装置是高超声速飞行器技术的基础和关键。随着飞行马赫数提高,来流空气总温显著升高,发动机推力急剧减小。在此背景下,进气预冷成为扩展航空涡轮发动机工作速域的主要方向。液氢同时具备高热值和高热沉,是燃料换热预冷的理想工质。因此,氢预冷涡轮发动机被视为实现临近空间高超声速飞行的重要技术之一。回顾了国外氢预冷吸气式发动机的发展历程,分析了各型发动机的主要特点,并根据预冷目的归纳总结了面向氢氧火箭以及面向冲压或涡喷发动机的2类氢预冷技术。在此基础上,考虑氢预冷涡轮发动机的工作需求,对其研发中的关键技术进行了梳理。与传统航空发动机相比,氢预冷涡轮发动机由于采用了新的循环、燃料和结构,给总体、传热、燃烧、材料等方面带来了诸多挑战。其中的关键技术包括:预冷系统与发动机总体性能的全工况稳态和动态匹配技术;高功重比预冷器的设计、成型和防冰技术;氢燃料动态高精度计量和燃烧控制技术;涉高压氢部件的氢损伤抑制及预测技术等。

摘要：为了解决变循环发动机(VCE)加减速控制规律设计问题,提出了一种基于梯度法和最大熵方法的VCE加速控制规律优化设计方法。通过求加速时间对几何变量的导数确定几何变量调整的方向和步长,逐步得出加速过程的几何调节规律。计算VCE加速过程时,采用过渡态直接模拟方法保证发动机的喘振裕度、燃烧室油气比和涡轮进口总温均满足约束条件。在优化过程中,采用最大熵方法,令几何调节规律的熵值保持在较大的值,优化出的几何调节规律相对于只考虑时间梯度的结果更为合理,震荡幅度更小,更便于实际调节。计算结果表明,经过约15次优化,加速时间可以从6.2s缩短到4.1s,且优化出的几何调节规律更平稳。对优化的控制规律进行分段线性化,转速误差最大为1.4%,推力误差最大为1.8%,可以用于工程实践。本文提出的方法能够实现VCE加速过程几何调节规律优化设计。

摘要：变循环发动机(VCE)具有较多的可调参数,为了进行变循环发动机的多变量稳态控制规律优化设计,提出了用于变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种新方法-逆算法。该方法基于敏感性系数矩阵,采用可调参数替换传统部件级性能计算模型中的独立变量,在给定变循环发动机主要状态参数和部件参数的条件下,实现了可调参数的求解,进一步完成发动机稳态控制规律的优化设计。对比表明,逆算法的计算精度和收敛速度与传统算法一致,收敛性得到了改善。对带有核心机驱动风扇(CDFS)的双外涵变循环发动机亚声速巡航的节流状态控制规律优化后,使得巡航推力下的安装耗油率比定几何的双外涵和单外涵发动机分别下降7.8%和16.4%,而地面安装耗油率最大降低约3.4%。结果表明,逆算法是变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种有效途径。

摘要：为了研究1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性的影响,通过对1+1/2对转涡轮特点的分析,提出了1+1/2对转涡轮的特性描述和在整机特性计算中使用方法,并将该1+1/2对转涡轮特性用于双轴混排涡扇发动机性能计算程序中,计算获得了对转涡扇发动机的节流特性,并通过与使用传统涡轮的发动机特性进行对比,获得了1+1/2对转涡轮对发动机整机匹配机理的影响。结果表明:计算获得的对转涡扇发动机性能与实验数据对比,计算精度满足工程应用要求;该对转涡扇发动机在设计点附近工作良好,但在核心机节流至70%设计转速时,对转涡轮引起整机性能发生明显恶化。

摘要：为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统(Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP),对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统(Turboelectric Distributed Propulsion,TeDP)的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。