燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)整機(jī)穩(wěn)定裕度數(shù)值模擬方法研究.pdf

1、發(fā)動機(jī)工作的喘振邊界是發(fā)動機(jī)極其重要的安全邊界，與飛機(jī)的安全飛行以及戰(zhàn)斗機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能有密切的關(guān)系。目前人們習(xí)慣于將壓氣機(jī)的喘振邊界來作為發(fā)動機(jī)的喘振邊界。隨著發(fā)動機(jī)對氣動穩(wěn)定性評估技術(shù)要求的提高，發(fā)現(xiàn)當(dāng)壓氣機(jī)裝在航空動力裝置中以后，壓氣機(jī)喘振邊界會發(fā)生變化。認(rèn)識到部件環(huán)境下與在發(fā)動機(jī)環(huán)境下壓氣機(jī)的喘振邊界有差別以后，對整機(jī)環(huán)境下壓氣機(jī)的喘振邊界的研究越來越受到重視。研究方法主要有兩類：1、經(jīng)驗(yàn)修正方法以孤立壓氣機(jī)的特性為基礎(chǔ)，憑經(jīng)驗(yàn)

2、或試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)來修正裝機(jī)以后的壓氣機(jī)的特性與喘振邊界；2、穩(wěn)定性方程分析方法將航空發(fā)動機(jī)作為一個整體來研究，建立發(fā)動機(jī)整機(jī)的氣動穩(wěn)定性模型來分析整機(jī)環(huán)境下風(fēng)扇/壓氣機(jī)的喘振邊界。前者試驗(yàn)與時間成本昂貴，后者較少依賴試驗(yàn)卻有著不錯的精度，便于深入研究導(dǎo)致整機(jī)與部件喘振邊界異同的原因。
　　為了探究導(dǎo)致整機(jī)與部件環(huán)境下壓氣機(jī)穩(wěn)定邊界異同的原因，以彌補(bǔ)國內(nèi)在這一領(lǐng)域內(nèi)認(rèn)知上的空白，發(fā)展了可用于計算燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)整機(jī)喘振邊界的數(shù)值模擬技術(shù)

3、。該技術(shù)將燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)整機(jī)視為一個系統(tǒng)，對整機(jī)建立一維氣動小擾動模型，根據(jù)李雅普諾夫第一近似理論來判斷該系統(tǒng)的失穩(wěn)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動機(jī)整機(jī)環(huán)境下均勻進(jìn)氣時壓氣機(jī)部件穩(wěn)定邊界判定，并以計算程序?yàn)檩d體將該方法應(yīng)用到渦噴、分排氣與混排氣渦扇發(fā)動機(jī)中，使之成為一種實(shí)用的發(fā)動機(jī)環(huán)境下均勻進(jìn)氣時壓縮部件喘振邊界預(yù)測技術(shù)。具體的做法是對燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)進(jìn)行一維歐拉方程整機(jī)建模，根據(jù)小擾動理論，將整機(jī)控制方程進(jìn)行線化處理，并對整機(jī)進(jìn)行逼喘，對節(jié)流后線性方程

4、組的系數(shù)矩陣進(jìn)行QR計算獲取特征值，認(rèn)為出現(xiàn)正實(shí)部的特征根時即為發(fā)動機(jī)整機(jī)失穩(wěn)。
　　根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比分析，以某渦噴發(fā)動機(jī)為例，發(fā)現(xiàn)整機(jī)穩(wěn)定邊界低于部件穩(wěn)定邊界，造成這種差異的原因在于整機(jī)環(huán)境中壓氣機(jī)后接的流道管路為擴(kuò)張管路，而部件環(huán)境中壓氣機(jī)后一般接直管道或收斂噴管。對于渦扇發(fā)動機(jī)，發(fā)現(xiàn)風(fēng)扇整機(jī)與部件穩(wěn)定邊界基本重合，這是因?yàn)樵诠?jié)流過程中，由于高壓壓氣機(jī)的存在，風(fēng)扇內(nèi)涵道出口流動情況得到改善；高壓壓氣機(jī)整機(jī)穩(wěn)定邊