摘要：Studies show that different geometries of a Variable Cycle Engine(VCE)can be adjusted during the transient stage of the engine operation to improve the engine ***,this improvement increases the complexity of the acceleration and deceleration control *** order to resolve this problem,the Transient-state Reverse Method(TRM)is established in the present study based on the Steady-state Reverse Method(SRM)and the Virtual Power Extraction Method(VPEM).The state factors in the component-based engine performance models are replaced by variable geometry parameters to establish the TRM for a double bypass *** results are compared with the conventional component-based model from different aspects,including the accuracy and the convergence *** TRM is then employed to optimize the control schedule of a *** results show that the accuracy and the convergence rate of the proposed method are consistent with that of the conventional *** the other hand,it is found that the new-model-optimized control schedules reduce the acceleration and deceleration time by 45%and 54%,***,the surge margin of compressors,fuel–air ratio and the turbine inlet temperature maintained are within the acceptable *** is concluded that the proposed TRM is a powerful method to design the acceleration and deceleration control schedule of the VCE.

摘要：介绍了第四代战斗机的典型特点和对发动机的要求,综述了第四代发动机采用高性能循环参数、高推重比技术、推力矢量技术、隐身技术、全权限数字式控制系统、健康管理系统、热管理技术、高可靠性和维修性的设计思路和典型技术特征,并研究分析了实现途径,同时指出第四代发动机的成功研制还需要依赖先进成熟的基础技术和科学的管理做支撑。总结了第四代发动机的设计特点,指出应注重综合权衡设计。

摘要：为解决航空发动机双转子系统无法避开临界转速的问题,建立带中介轴承的双转子系统模型,考虑不平衡敏感度、阻尼器效果和中介轴承载荷影响,构建低压激励模态可容度评价函数和高压激励模态可容度评价函数,确定双转子“可容模态”优化设计目标函数和约束条件,建立了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法。研究发现,采用“可容模态”优化设计方法,与传统的“临界转速裕度”准则设计相比,带中介轴承的双转子系统轮盘最大振幅减小39.83%,轴系总质量减轻2.32%,支承外传力减小64.98%,表明所建立的带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法是有效的。

摘要：航空发动机全生命周期过程中存在着大量的随机和认知不确定性因素,往往带来研发迭代周期长、制造合格率低、使用维护困难等一系列问题。近年来国内外针对不确定性分析已经开展了一系列研究,但尚未从理论层面系统地提出航空发动机不确定性设计体系。在当前航空发动机确定性设计体系的基础上,结合不确定性分析取得的研究成果,对如何构建航空发动机不确定性设计体系、实现航空发动机设计体系的变革进行了探讨。首先归纳了航空发动机中的不确定性因素及其影响,进而对不确定性设计体系的内涵和必要性进行了探讨。不确定性设计体系以实现研发一次成功为最终目标,在设计的各个阶段对性能分散度进行定量化评估与控制,产生全生命周期内性能、可靠性、鲁棒性和成本等方面综合最优的设计方案。基于这一内涵界定,对不确定性设计体系的流程、方法、平台、规范和组织等各项基本要素逐项进行了分析,提出了不确定性设计体系建设的阶段性展望、预期收益以及各项挑战。

摘要：为了实现多变量可调的变循环发动机(VCE)过渡态性能模拟和控制规律设计,在稳态逆算法和过渡态性能隐式格式计算方法的基础上开发了变循环发动机过渡态直接模拟方法。在稳态逆算法模型中加入容积效应和转子动力学方程,实现了同时给定加速率、涡轮前温度和压缩部件工作点的条件下直接模拟计算过渡态过程中变几何参数和燃油流量的调节规律,验证了方法的精度和可行性,并将该方法用于变循环发动机转模态性能模拟和控制规律设计。计算结果表明,过渡态直接模拟方法的误差在0.58%以内,超声速巡航状态下由单外涵模态转换到双外涵模态的时间约为1s,海平面静止状态下双外涵转单外涵的时间约为3s,且推力、转速、涡轮前温度、喘振裕度等参数过渡平稳。该方法可简化转模态控制规律设计流程,并提高设计精度。

摘要：双转子系统具有低压转子激励和高压转子激励的两组振动模态,而这两组模态的正交性是双转子系统动力学特性的核心要素。因此建立了带有中介轴承和分叉结构的航空发动机双转子动力学模型,用以分析双转子系统模态的正交性。采用复模态法分析了双转子系统在不同激励下的模态正交性,推导出正交性的条件集合。发现当双转子系统的速比不变时,双转子系统在各自激励方式下的模态关于刚度矩阵与惯量矩阵是正交的。但在不同激励方式下的模态之间不存在正交性。另外基于模态正交性经过模态分解,得到双转子系统不平衡响应的统一表达式。最后以某型航空发动机双转子系统为例用以验证之前的结论。采用离散有限元和状态向量相结合的方法计算了转速比恒定或非恒定时不同激励下的模态,并构建了模态正交性数值用以评估模态的正交性。评估结果与推导的正交性条件集吻合。

摘要：燃烧不稳定性问题广泛出现在各类航空发动机燃烧室内,该问题是火焰非定常热释放和声波充分耦合的结果,发生时伴随着大幅度的压力脉动,严重威胁发动机的稳定工作及结构安全。目前,包括中国在内的各航空发动机研制国家在多数发动机型号的研制过程中,均遇到了严重的燃烧不稳定性问题,且发动机越先进,该问题越复杂且难以解决。在深入认识其发生机理的基础上,对其进行准确预测并设计有效的控制手段,对航空发动机的研制具有重要意义。系统阐述了该问题的研究现状,介绍了燃烧不稳定性问题发生关键,即军用的钝体燃烧加力燃烧室和民用的贫油预混环形燃烧室的非定常流动及火焰响应特征。综述了该问题研究常用的燃烧不稳定性声网络预测分析模型,重点报告了为了耦合考虑燃烧室声软壁面被动控制设计,团队所发展的三维燃烧不稳定性预测控制模型。基于该模型,介绍了壁面声衬参数及布局对燃烧不稳定模态控制效果影响的研究进展,为先进发动机燃烧不稳定性的排故提供技术储备。

摘要：为了实现涡轮盘挡板结构的形状优化,需要对其形状进行参数化描述和设计,而传统的基于几何模型的参数化方法需要在优化过程中重复生成网格模型,不仅耗时而且难以保证网格质量,难以满足形状优化设计要求。因此,提出了一种基于网格变形技术的挡板结构形状优化方法。首先,建立了一种基于少量控制点驱动的网格变形技术,该技术在不改变CAD模型的情况下,通过控制点移动单元节点产生新的有限元模型;然后,以控制点位移作为设计变量,采用网格变形技术驱动挡板结构形状改变,高效地实现结构形状优化设计;最后,开展了航空发动机涡轮盘挡板结构形状优化设计,验证了所提出方法的有效性。数值结果表明,所提出的方法能够有效避免优化过程中的网格重剖分,提高了结构形状优化效率,获得了满足配合间隙要求的低应力涡轮盘挡板结构设计方案。

摘要：通过理论计算分析与试验研究,解释了核心机试验中调节叶片(VSV)异常偏关引起的转子叶片非同步振动(NSV)现象。首先对出现叶片振动的前1.5级压气机进行了全环非定常数值模拟研究。数值结果表明当第1级静叶安装角从偏关2°逐渐调节到偏关6°时,第1级转子叶片负荷逐渐增加,并出现明显的分离流动结构,该流动现象在转子叶片上产生非整数倍转频的压力脉动激励,这是典型的旋转失稳(RI)现象特征。为进一步研究旋转失稳诱发非同步振动与转子气动负荷之间的关联,在6级跨声压气机试验件上开展了系统性的计算与试验研究。通过二维通流计算评估了不同进口导叶/静叶(VIGV/VSV)角度下,第1级转子负荷随转速的变化规律。进而通过6级压气机试验,观察到当第1级静子叶片调整到偏关8°以及第1、第2静子叶片同时调整到偏关4°和偏关3.6°时,第1级转子叶片均出现了非同步振动现象。通过分析第1级转子叶片表面应变的频谱和机匣动态压力脉动的频谱,建立了二者的内在关联。明确了除叶尖径向间隙大外,可调导叶/静叶偏关同样会在转子叶尖形成高负荷,导致叶尖区域流动不稳定进而诱发叶尖旋转失稳现象。研究结果对于多级压气机的设计工作具有重要的指导意义。

摘要：根据RR公司的评审流程,对JET01高压压气机进行了初步设计评审和详细设计评审。介绍了RR公司的评审机制和2次评审的过程、内容以及相关的项目背景、评审程序,总结了RR公司评审工作的特点。