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基于多设计点方法的陶瓷基材料涡桨发动机热力循环分析

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推进技术 2021年第1期42卷 1-9页

作者：郑华雷苏志敏黄兴李洋中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

为了研究陶瓷基复合材料(CMC)对先进民用涡桨发动机总体性能带来的提升,建立了双转子燃气发生器自由涡轮式涡桨发动机多设计点热力循环分析模型,并编制了相应的程序。计算分析了采用常规金属材料、仅高压涡轮导向器采用CMC以及整个高压... 详细信息

为了研究陶瓷基复合材料(CMC)对先进民用涡桨发动机总体性能带来的提升,建立了双转子燃气发生器自由涡轮式涡桨发动机多设计点热力循环分析模型,并编制了相应的程序。计算分析了采用常规金属材料、仅高压涡轮导向器采用CMC以及整个高压涡轮部件采用CMC的涡桨发动机总体性能。结果表明:(1)高压涡轮导向器采用CMC且保持高压涡轮转子进口温度与金属材料一致,耗油率和单位功率性能最多分别提升1%和1.1%,同时可以使燃烧室出口温度最多降低83℃。(2)高压涡轮导向器采用CMC且保持燃烧室出口温度一致,耗油率和单位功率性能最多提升1.6%和6.5%。(3)当整个高压涡轮采用CMC时,耗油率和单位功率性能最多提升7.8%和20%。

关键词：陶瓷基复合材料涡桨发动机多设计点方法耗油率单位推力

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中冷回热航空涡扇发动机热力循环初步分析

航空动力学报 2009年第11期24卷 2465-2470页

作者：曹梦源唐海龙陈敏北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

中冷回热航空发动机是在常规发动机循环基础上加入了中冷和回热两个环节,有效利用了发动机排放的热量,提高了热效率,降低了耗油率,是新概念节能环保发动机.利用MATLAB平台,建立了基于部件特性的三轴分排涡扇中冷回热发动机总体性能仿真... 详细信息

中冷回热航空发动机是在常规发动机循环基础上加入了中冷和回热两个环节,有效利用了发动机排放的热量,提高了热效率,降低了耗油率,是新概念节能环保发动机.利用MATLAB平台,建立了基于部件特性的三轴分排涡扇中冷回热发动机总体性能仿真模型.利用该模型对分排涡扇中冷回热发动机进行性能仿真计算和热力循环分析.计算结果表明:在相同的循环参数和单位推力水平下中冷回热航空涡扇发动机比常规循环涡扇发动机具有更低的耗油率.

关键词：中冷回热航空发动机涡扇发动机热力循环单位推力单位耗油率

三种航空燃气轮机加入级间燃烧室后性能变化浅析

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推进技术 2013年第11期34卷 1513-1519页

作者：方骁远邢菲徐磊磊邢盼王培勇厦门大学航空系福建厦门361005

为探究级间燃烧室对各种航空发动机的性能影响,利用热力循环原理分别计算了在有无级间燃烧室的情况下涡喷、涡扇和涡轴发动机的性能结果并与实际型号做出对比。通过计算获得了上述三种发动机在加入级间燃烧室后的单位推力和耗油率随飞... 详细信息

为探究级间燃烧室对各种航空发动机的性能影响,利用热力循环原理分别计算了在有无级间燃烧室的情况下涡喷、涡扇和涡轴发动机的性能结果并与实际型号做出对比。通过计算获得了上述三种发动机在加入级间燃烧室后的单位推力和耗油率随飞行马赫数等参数在一定范围内变化的曲线。结果表明加入级间燃烧室后对各种发动机的动力性能提升都在10%以上,个别涡轴发动机可达30%。同时若能将加入级间燃烧室后增加的质量控制在一定范围内,则对于各型发动机均可提高其推重比。

关键词：航空发动机涡轮级间燃烧室单位推力燃油消耗率推重比

带二次流增推尾喷管的脉冲爆震发动机数值模拟研究

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西北工业大学学报 2015年第2期33卷 271-277页

作者：邱华龚婷婷熊姹郑龙席西北工业大学动力与能源学院中国西安710072

为提升现有脉冲爆震发动机增推喷管性能,对带二次流尾喷管发动机分别在定常流和爆震多循环过程进行了数值模拟,研究了二次流尾喷管的流场并计算了其推进性能。结果表明,定常流动中,随着主流压力的升高,注入二次流对尾喷管推进性能的提... 详细信息

为提升现有脉冲爆震发动机增推喷管性能,对带二次流尾喷管发动机分别在定常流和爆震多循环过程进行了数值模拟,研究了二次流尾喷管的流场并计算了其推进性能。结果表明,定常流动中,随着主流压力的升高,注入二次流对尾喷管推进性能的提升幅度逐渐降低;当爆震室内压力很高时,二次流的瞬时流量会自动降低或者停止注入,当爆震室压力较低时,二次流流量又会自动恢复;单管注入二次流对PDE平均推力和平均单位推力的提升率分别达到2.63%和0.36%;双管注入二次流达到5.96%和0.75%。

关键词：计算机模拟有限体积法流场流量射流装置马赫数网格生成纳维斯托克斯方程尾喷管压力脉冲爆震发动机二次流激波定常流温度二维湍流模型二次流尾喷管多循环爆震落压比单位推力

外涵装有脉冲爆震加力燃烧室的涡扇发动机热力性能分析

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西北工业大学学报 2010年第2期28卷 240-244页

作者：陈文娟范玮邱华秦红强严传俊西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

在传统涡扇发动机外涵安装12个内径68 mm的脉冲爆震燃烧室(PDCs)作为加力燃烧室,排气方式有2种,即分别排气和混合排气,建立了相应的热力性能分析模型,应用所建立的模型,计算了不同飞行状态下的性能。计算结果表明:在设计点条件下,与分... 详细信息

在传统涡扇发动机外涵安装12个内径68 mm的脉冲爆震燃烧室(PDCs)作为加力燃烧室,排气方式有2种,即分别排气和混合排气,建立了相应的热力性能分析模型,应用所建立的模型,计算了不同飞行状态下的性能。计算结果表明:在设计点条件下,与分别排气涡扇发动机相比,外涵装有PDCs的分别排气涡扇发动机模型(PS模型)的单位推力(Fs)提高127.6%,混合排气发动机模型(PM模型)的Fs提高74.6%,单位燃油消耗率(sfc)较传统带加力的涡扇发动机低。飞行高度一定随着飞行马赫数的增加,脉冲爆震外涵加力涡扇发动机Fs减小,sfc增加;飞行马赫数一定随着飞行高度的增加,PS模型的Fs减小,sfc增加,而PM模型的Fs缓慢增加,sfc缓慢减小。飞行马赫数、飞行高度均较低时,PS模型的工作性能显示了明显的优越性,而PM模型可以在很宽的工作范围内保持优越且稳定的工作性能。

关键词：外涵脉冲爆震燃烧室单位推力单位燃油消耗率

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增压燃烧涡轮发动机的发展

航空动力 2022年第5期 32-35页

作者：李凤超李瑞明薛然然中国航发研究院

增压燃烧与传统涡轮发动机结合后,循环热效率将增加到47%~49%,有望实现单位推力(或功率)提升10%~20%,耗油率降低10%~20%,是未来高动力性、高经济性航空推进系统的一个重要发展方向。美国“经济可承受任务先进涡轮技术”(ATTAM)计划将增... 详细信息

增压燃烧与传统涡轮发动机结合后,循环热效率将增加到47%~49%,有望实现单位推力(或功率)提升10%~20%,耗油率降低10%~20%,是未来高动力性、高经济性航空推进系统的一个重要发展方向。美国“经济可承受任务先进涡轮技术”(ATTAM)计划将增压燃烧作为一项革命性和颠覆性的新技术纳入其中,旨在推动其向实用化迈进。

关键词：涡轮发动机增压燃烧航空推进系统单位推力循环热效率耗油率经济性颠覆性

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循环参数对涡轮级间燃烧室发动机性能影响

弹箭与制导学报 2009年第5期29卷 152-154页

作者：骆广琦宋文艳宋迪源西北工业大学动力与能源学院西安710072 空军工程大学工程学院西安710038

文中采用变比热部件法建立了某型涡轮级间燃烧室发动机性能仿真程序,对比分析了风扇增压比、高压压气机增压比、涵道比、涡轮前温度等主要循环参数对涡轮级间燃烧室发动机和常规发动机性能参数的影响。结果表明:这些循环参数变化时,涡... 详细信息

文中采用变比热部件法建立了某型涡轮级间燃烧室发动机性能仿真程序,对比分析了风扇增压比、高压压气机增压比、涵道比、涡轮前温度等主要循环参数对涡轮级间燃烧室发动机和常规发动机性能参数的影响。结果表明:这些循环参数变化时,涡轮级间燃烧室发动机单位推力增长幅度较大,耗油率性能变化曲线趋于平缓,发动机综合性能提升,循环参数的可供选择范围变宽。

关键词：航空发动机涡轮级间燃烧室发动机循环参数单位推力耗油率

提高涡轮发动机性能的新概念方法 ——涡轮通道补燃循环性能研究

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提高涡轮发动机性能的新概念方法 ——涡轮通道补燃循环性能研究

作者：程本林南京航空航天大学

学位级别：硕士

高推重比和低油耗的发动机热力循环模式是航空动力热力循环长期以来研究的焦点。本文在文献调研的基础上,提出了一种提高涡轮发动机性能的新概念方法——涡轮通道内补燃TIB循环,它与传统的航空发动机的热力循环比较,有着诸多突出的优点... 详细信息

高推重比和低油耗的发动机热力循环模式是航空动力热力循环长期以来研究的焦点。本文在文献调研的基础上,提出了一种提高涡轮发动机性能的新概念方法——涡轮通道内补燃TIB循环,它与传统的航空发动机的热力循环比较,有着诸多突出的优点,是新一代涡轮发动机性能提升的一个重要的研究途径;因此,对于涡轮通道内燃烧TIB技术的研究具有重要的理论和现实意义。本文结合国内外研究成果,针对目前存在的几种发动机热力循环模式,采用热力学理论分析的方法,研究了各循环的特点和新型热力循环的优势所在;并基于传统的双轴、混合排气涡轮风扇发动机模型,应用涡轮通道内燃烧概念,通过简化和假设,结合变比热计算方法和牛顿迭代法,建立了发动机性能计算模型;利用面向对象程序设计方法和模块化程序结构设计思想,以发动机和各大部件为研究对象,基于Visual C++语言平台开发了相应的发动机性能模拟仿真程序。采用数值模拟的方法,首先通过算例和文献中提供的发动机实际性能参数,验证了自编程序的准确性和精确性,然后利用自编程序计算分析了风扇增压比、总增压比、涵道比、燃烧室出口温度、冷却气流流量等参数对TIB涡扇发动机性能的影响,并与传统涡扇发动机性能作对比分析,论证了涡轮通道内燃烧对发动机性能的改善,得到了很多有价值的研究结果,为TIB涡扇发动机的参数选择提供了理论参考。本文的研究成果对于涡轮通道内燃烧方法在航空发动机领域的应用具有一定的参考价值,也将为下一代不加力超音速巡航飞行器、军用飞行器乃至空天飞行器等动力装置的设计研究奠定基础。

关键词：涡轮风扇发动机热力循环涡轮通道内燃烧单位推力耗油率

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未来战斗机发动机的发展

航空发动机 1994年第1期15卷 1-9页

作者：陈金国

本文主要研究未来战斗机发动机的发展。首先粗略地分析现役战斗机的主要特点.未来战斗机的发展方向。然后分析现役战斗机用发动机的性能情况,根据性能参数的定量数据的变化趋势,研究未来发动机技术的发展。本文可供我国高推质比发动机... 详细信息

本文主要研究未来战斗机发动机的发展。首先粗略地分析现役战斗机的主要特点.未来战斗机的发展方向。然后分析现役战斗机用发动机的性能情况,根据性能参数的定量数据的变化趋势,研究未来发动机技术的发展。本文可供我国高推质比发动机方案论证和预研参考。

关键词：单位推力涵道比涡轮级涡扇发动机发动机技术航空发动机出口温度增压比级压比性能情况