CN109684703A - 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法 - Google Patents

一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109684703A
CN109684703A CN201811541816.XA CN201811541816A CN109684703A CN 109684703 A CN109684703 A CN 109684703A CN 201811541816 A CN201811541816 A CN 201811541816A CN 109684703 A CN109684703 A CN 109684703A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cdfs
import
mixing chamber
outside
preceding mixing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811541816.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN109684703B (zh
Inventor
梁彩云
张博文
李睿
隋岩峰
阎巍
张德志
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co Ltd filed Critical Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co Ltd
Priority to CN201811541816.XA priority Critical patent/CN109684703B/zh
Publication of CN109684703A publication Critical patent/CN109684703A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109684703B publication Critical patent/CN109684703B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法。包括：步骤一：构建CDFS的数值模型；步骤二：根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；步骤三：构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。本申请构建了CDFS的数值模型以及CDFS后放气涵道的数值模型，并对具有CDFS结构的航空发动机多股气流实时掺混情况进行了计算，达到实时数值模拟的目的。

Description

一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法。
背景技术
航空发动机模型是在发动机研制中使用的重要手段和工具，可将发动机各部件特性以数学的方式表达出来，对发动机性能进行数值模拟，有效降低发动机研制成本及试验风险，对发动机的研制有重要意义。实时模型是可以实时反映发动机工作状态的数学模型，模型要求在计算机中计算各种发动机状态的时间等同于真实发动机工作在相同状态的时间，而且要求实时模型计算的每一步时间也与真实发动机历时相同。实时模型可以实时反映发动机气动热力学参数，为变循环发动机控制系统设计提供输入参数，并为控制系统的半物理仿真试验提供发动机数学模型，有利于研究过渡态参数变化关系。
对于具有CDFS(核心机驱动风扇)结构的航空发动机，其可以通过改变多个可调部件/截面的几何形状、尺寸、位置等途径来改变热力循环，与常规结构的航空发动机相比，更为先进但构型更为复杂。具有CDFS(核心机驱动风扇)结构的航空发动机，其CDFS后存在放气涵道，而现有的发动机实时模型没有对应的部件级模型；CDFS后放气与外涵气流实现掺混与现有的发动机实时模型流路不同，现有的发动机实时模型无法对多股流掺混进行实时计算。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法，所述航空发动机包括第一外涵、第二外涵、CDFS、内涵以及前混合室，所述CDFS的出口连接所述第一外涵的进口以及所述内涵的进口，所述第一外涵的出口和所述第二外涵的出口均连通前混合室的进口，其特征在于，包括：
步骤一：构建CDFS的数值模型；
步骤二：根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；
步骤三：构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。
可选地，所述构建CDFS的数值模型包括：
根据所述CDFS的进口总压、进口总温、压比以及转速，获得所述第一外涵的进口的总压及温度，以及所述内涵的进口的总压及温度。
可选地，获得所述内涵的进口的温度包括：
获取所述CDFS的效率；
根据所述CDFS的进口总温、压比以及所述CDFS的效率计算所述内涵的进口的温度。
可选地，所述获取所述CDFS的效率包括：
根据所述CDFS的转速以及压比计算所述CDFS的效率。
可选地，所述根据所述CDFS的转速以及压比计算所述CDFS的效率包括：
根据所述CDFS的转速计算所述CDFS的换算转速；
根据所述CDFS的换算转速以及压比计算所述CDFS的效率。
可选地，所述第一外涵的进口的温度与所述内涵的进口的温度相等。
可选地，所述构建前涵道引射器的数值模型包括：
计算所述第一外涵的出口流量；
根据所述第一外涵的出口流量计算所述第一外涵出口静压。
可选地，所述选择阀关闭时构建：前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程。
可选地，所述构建前混合室进口气流静压平衡方程包括：
分别获取所述第一外涵和所述第二外涵的出口流量；
根据所述第一外涵和所述第二外涵的出口流量，分别计算第一外涵以及第二外涵的出口静压。
一种具有CDFS结构的航空发动机建模系统，基于如上任意一项所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，包括：
CDFS模块，所述CDFS模块用于构建CDFS的数值模型；
前涵道引射器模块，所述前涵道引射器模块用于根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；
平衡模块，所述平衡模块用于构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，分别构建了CDFS的数值模型以及CDFS后放气涵道前涵道引射器的数值模型，并且对具有CDFS结构的航空发动机多股气流实时掺混情况进行了计算，达到实时数值模拟的目的。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的具有CDFS结构的航空发动机示意图；
图2是本申请一个实施方式的CDFS后放气流路示意图。
其中：
1-进气道进口；21-风扇出口；24-内涵进口；25-内涵出口；125-第一外涵；225-第二外涵；21h-前混合室出口。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
本申请的具有CDFS结构的航空发动机包括：进气道、风扇、第一外涵125、第二外涵225、CDFS、内涵、前混合室以及高压压气机，风扇出口21连接第二外涵225以及CDFS的进口，CDFS的出口连接第一外涵125的进口以及内涵的进口24，第一外涵125的出口和第二外涵225的出口均连通前混合室的进口，内涵出口25与高压压气机进口连接。通过选择阀控制第二外涵的打开与关闭实现发动机流路的双外涵模式与单外涵模式的转换。
本申请提供了一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法，方法包括：
步骤一：构建CDFS的数值模型；
步骤二：根据CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，前涵道引射器用于控制第一外涵的出口面积和前混合室的出口面积；
步骤三：构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，选择阀打开及关闭分别对应于第二外涵的进口的打开和关闭。
具体的，构建CDFS的数值模型包括：根据CDFS的进口总压、进口总温、压比以及转速，获得第一外涵的进口的总压及温度，以及内涵的进口的总压及温度。其中，获得内涵的进口的温度包括：根据CDFS的转速获得CDFS的换算转速，提供CDFS的换算转速以及压比计算CDFS的效率，最后根据CDFS的进口总温、压比以及CDFS的效率计算内涵的进口的温度。
本申请中，第一外涵的进口的温度与内涵的进口的温度相等。
在本申请的一个实施方式中，由于CDFS进口导叶可调，且调节幅度较大，单一特性无法满足独立反应大范围特性变化特点，因此本申请使用三套不同CDFS进口导叶角度下CDFS特性，其他角度特性采用三维插值求解。构建CDFS的数值模型具体为：首先获得CDFS的进口总压进口总温压比πCDFS以及转速N2。
S1：计算CDFS换算转速：其中，NCDFS,m为设计点CDFS的物理转速，T*21，m为设计点CDFS进口总温；
S2：根据NCDFSs,cor和πCDFS从CDFS特性上插值出相应的换算流量WCDFS.cor和效率ηCDFS：
其中，αCDFS为CDFS的进口导叶角度，NCDFS,R与NCDFS,cor相同；
S3：计算CDFS的物理流量：
其中，T*1为进气道进口1总温，P*1为进气道进口1总压，WCDFS,R为CDFS换算流量；
S4：计算CDFS出口(内涵进口24)总温：
S5：计算CDFS进出口总焓：
S6：计算CDFS功率及扭矩：
NCDFS＝WCDFS(h24-h21)
S7：根据上述步骤S1至S6计算CDFS内外涵出口参数：
其中，P* 125为第一外涵的进口的总压，T* 125为第一外涵的进口的温度，σ125为第一外涵占CDFS的压比系数，P* 24为内涵的进口的总压，T* 24为内涵的进口的温度，σ24为内涵占CDFS的压比系数。
本申请中，构建前涵道引射器的数值模型包括：计算第一外涵的出口流量；根据第一外涵的出口流量计算第一外涵出口静压。
CDFS后放气流路位于CDFS和高压压气机之间，称之为前涵道引射器，通过改变外涵道气流流量来控制涵道比，有助于协调风扇与CDFS出口涵道气流的静压平衡。前涵道引射器出口气流为第一外涵出口气流。其与第二外涵出口气流于前混合室掺混。前混合室是一段第一外涵出口气流和第二外涵出口气流掺混和区域，其出口21h气流进入公共外涵。其面积关系为：A225+A125＝A21h,其中，A225是第二外涵出口面积，A125是第一外涵出口面积，A21h是前混合室出口面积。
前混合室出口气流为公共外涵进口气流。前涵道引射器控制的第一外涵出口面积和前混合室出口面积。其仿真基于如下公式：
其中，W125为第一外涵出口流量，P125为第一外涵出口总压，T125为第一外涵出口总温，A125为前涵道引射器面积，q(λ125)为第一外涵出口气动函数，K为常数。
根据气体热力学方程，可求第一外涵出口静压：
P125静＝f(P24 *,T24 *,W125,A125,δ125)
在建模中，认为前混合室中，第一外涵出口与第二外涵出口静压平衡。
本申请中，构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，包括选择阀关闭时构建：前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程。构建前混合室进口气流静压平衡方程包括：分别获取第一外涵和第二外涵的出口流量；根据第一外涵和第二外涵的出口流量，分别计算第一外涵以及第二外涵的出口静压。
具体的，模式选择阀打开时，设风扇出口压力P21，和CDFS出口压力P24为初值，建立风扇、CDFS和高压压气机模型。
根据流量守恒，可以求出第一外涵的出口流量W125和第二外涵的出口流量W225；根据气体动力学方程，可以求出第二外涵道和第一外涵道的静压：
其中，δ225，δ125分别为风扇与CDFS叶尖压比修正系数。
根据气体动力学方程，求得第二外涵道和第一外涵道掺混后的压力P21h *：其中W21h＝W225+W125。
根据发动机部件共同工作的概念，在变循环发动机工作时，局部必须满足下述2个平衡条件。
(1)前混合室内外涵进口气流静压平衡；(2)前混合室掺混后气流总压P21h *与容积效应计算P21h平衡。
两个平衡方程构成了变循环发动机实时模型稳态与过渡态计算的局部迭代平衡方程组，写成如下残量的形式。
使用n+1残量法进行迭代计算。由于迭代参数少，方法简单，因此局部迭代不会影响双外涵变循环发动机模型的实时性。
在数值仿真计算中，由于本模型采用了迭代算法，会根据初值不断修改变量，使之满足平衡方程。因此在求解前混合室掺混时，由于第一外涵出口面积较小，根据公式：
第一外涵截面流密度在迭代的试探值下，常会有大于1的可能，此情况在迭代过程中时有发生，影响迭代的收敛性。
因此应使用数学方法，规避此类情况。由于第二外涵出口面积较大，其截面流密度较小，可通过截面流密度求静压P225静。
将静压平衡导入模型，使P225静＝P125静，根据静压平衡求出第一外涵流量g225'。使用此流量与部件特性计算出的第一外涵的流量，使其相等：W225'＝W225；
则静压平衡条件转换成了流量平衡条件，避免了试探值引起的迭代不收敛的情况，在实际数值模拟中，计算结果良好。
本申请中，在模式选择阀关闭时，当发动机模式选择阀关闭，发动机处于单涵模式。此时CDFS进口导叶角度开大，风扇气流全部进入CDFS，CDFS出口气流一部分进入压气机，一部分通过第一外涵进入公共外涵。此时实时模型容积选取与双外涵模式下一致，选取燃烧室，加力燃烧室，公共外涵建立容积微分方程。此时，CDFS出口压力P24可以由公共外涵进口压力P21h反求得。对比双涵模式求法，此时只有风扇出口压力P21一个未知量，需要进行迭代求解。此时选取平衡方程为风扇流量W21与CDFS流量WCDFS相等即可。
本申请还提供了一种具有CDFS结构的航空发动机建模系统，基于上述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，包括：CDFS模块、前涵道引射器模块以及平衡模块。CDFS模块用于构建CDFS的数值模型；前涵道引射器模块用于根据CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，前涵道引射器用于控制第一外涵的出口面积和前混合室的出口面积；平衡模块用于构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，选择阀打开及关闭分别对应于第二外涵的进口的打开和关闭。
本申请的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，分别构建了CDFS的数值模型以及CDFS后放气涵道前涵道引射器的数值模型，并且对具有CDFS结构的航空发动机多股气流实时掺混情况进行了计算，达到实时数值模拟的目的。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法，所述航空发动机包括第一外涵、第二外涵、CDFS、内涵以及前混合室，所述CDFS的出口连接所述第一外涵的进口以及所述内涵的进口，所述第一外涵的出口和所述第二外涵的出口均连通前混合室的进口，其特征在于，包括：
步骤一：构建CDFS的数值模型；
步骤二：根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；
步骤三：构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。
2.根据权利要求1所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述构建CDFS的数值模型包括：
根据所述CDFS的进口总压、进口总温、压比以及转速，获得所述第一外涵的进口的总压及温度，以及所述内涵的进口的总压及温度。
3.根据权利要求2所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，获得所述内涵的进口的温度包括：
获取所述CDFS的效率；
根据所述CDFS的进口总温、压比以及所述CDFS的效率计算所述内涵的进口的温度。
4.根据权利要求3所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述获取所述CDFS的效率包括：
根据所述CDFS的转速以及压比计算所述CDFS的效率。
5.根据权利要求4所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述根据所述CDFS的转速以及压比计算所述CDFS的效率包括：
根据所述CDFS的转速计算所述CDFS的换算转速；
根据所述CDFS的换算转速以及压比计算所述CDFS的效率。
6.根据权利要求5所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述第一外涵的进口的温度与所述内涵的进口的温度相等。
7.根据权利要求1所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述构建前涵道引射器的数值模型包括：
计算所述第一外涵的出口流量；
根据所述第一外涵的出口流量计算所述第一外涵出口静压。
8.根据权利要求1所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述选择阀关闭时构建：前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程。
9.根据权利要求8所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，所述构建前混合室进口气流静压平衡方程包括：
分别获取所述第一外涵和所述第二外涵的出口流量；
根据所述第一外涵和所述第二外涵的出口流量，分别计算第一外涵以及第二外涵的出口静压。
10.一种具有CDFS结构的航空发动机建模系统，基于权利要求1至权利要求9任意一项所述的具有CDFS结构的航空发动机建模方法，其特征在于，包括：
CDFS模块，所述CDFS模块用于构建CDFS的数值模型；
前涵道引射器模块，所述前涵道引射器模块用于根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；
平衡模块，所述平衡模块用于构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。
CN201811541816.XA 2018-12-17 2018-12-17 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法 Active CN109684703B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811541816.XA CN109684703B (zh) 2018-12-17 2018-12-17 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811541816.XA CN109684703B (zh) 2018-12-17 2018-12-17 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109684703A true CN109684703A (zh) 2019-04-26
CN109684703B CN109684703B (zh) 2019-08-23

Family

ID=66186077

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811541816.XA Active CN109684703B (zh) 2018-12-17 2018-12-17 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109684703B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110222401A (zh) * 2019-05-30 2019-09-10 复旦大学 航空发动机非线性模型建模方法
CN110472311A (zh) * 2019-07-29 2019-11-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN113107708A (zh) * 2021-04-28 2021-07-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN114547797A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种模式选择中介机匣内外涵流路构型方法
CN115680932A (zh) * 2022-10-13 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130025286A1 (en) * 2011-07-26 2013-01-31 Kupratis Daniel B Gas turbine engine with aft core driven fan section
CN105631140A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法
CN106777842A (zh) * 2017-03-16 2017-05-31 西北工业大学 用于航空发动机等热力机械系统建模仿真分析的方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130025286A1 (en) * 2011-07-26 2013-01-31 Kupratis Daniel B Gas turbine engine with aft core driven fan section
CN105631140A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法
CN106777842A (zh) * 2017-03-16 2017-05-31 西北工业大学 用于航空发动机等热力机械系统建模仿真分析的方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JUNCHAO ZHENG ET AL.: ""Equilibrium running principle analysis on an adaptive cycle engine"", 《APPLIED THERMAL ENGINEERING》 *
YU-SANG LI ET AL.: ""Steady State Calculation and Performance Analysis of Variable Cycle Engine"", 《2018 9TH INTERNATIONAL CONFERENCE ON MECHANICAL AND AEROSPACE ENGINEERING》 *
王元 等: ""变循环发动机建模技术研究"", 《航空动力学报》 *
王韶昌: ""变循环发动机部件级建模技术研究"", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
陈仲光 等: ""基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究"", 《沈阳航空航天大学学报》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110222401A (zh) * 2019-05-30 2019-09-10 复旦大学 航空发动机非线性模型建模方法
CN110472311A (zh) * 2019-07-29 2019-11-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法
CN110472311B (zh) * 2019-07-29 2020-11-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN113107708A (zh) * 2021-04-28 2021-07-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN113107708B (zh) * 2021-04-28 2022-06-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN114547797A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种模式选择中介机匣内外涵流路构型方法
CN114547797B (zh) * 2022-02-23 2024-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种模式选择中介机匣内外涵流路构型方法
CN115680932A (zh) * 2022-10-13 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法
CN115680932B (zh) * 2022-10-13 2024-05-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109684703B (zh) 2019-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109684703B (zh) 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法
CN109657341B (zh) 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN110222401A (zh) 航空发动机非线性模型建模方法
CN107315875A (zh) 分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型
CN101578558B (zh) 用于产生基于模型的系统控制参数的构架
CN108647428A (zh) 一种涡扇发动机自适应部件级仿真模型构建方法
CN105404750B (zh) 一种涡轴发动机自适应模型建立方法
CN103267644A (zh) 发动机性能仿真方法
CN110083869A (zh) 一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法
CN113107708B (zh) 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN109472062A (zh) 一种变循环发动机自适应部件级仿真模型构建方法
CN110207936B (zh) 一种亚跨超风洞的亚跨声速引射开车方法
CN108733906B (zh) 基于精确偏导数的航空发动机部件级模型构建方法
CN113006952B (zh) 一种废气再循环系统动态延迟时间的计算方法及装置
CN110348078B (zh) 一种涡轴发动机容积动力学结合热惯性效应的建模方法
CN111680357B (zh) 一种变循环发动机机载实时模型的部件级无迭代构建方法
CN104834785A (zh) 基于单纯形样条函数的航空发动机稳态模型的建模方法
CN109871653A (zh) 航空发动机数学模型部件特性修正方法
CN111856918A (zh) 变循环发动机增益调度控制器
CN114491837A (zh) 一种航空发动机设计点参数设计方法
CN109829238A (zh) 基于折合平衡流形展开模型的航空发动机系统辨识方法
CN111852663A (zh) 变循环发动机降保守性鲁棒增益调度控制器
CN107451331A (zh) 一种增压柴油机工作过程三维仿真方法
CN108167205B (zh) Lng压缩机带压启动确定方法
CN111896262B (zh) 一种无源流体式旋流畸变发生器装置及方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20190726

Address after: Shenhe District of Shenyang City, 110015 Wan Lin Road No. 1 in Liaoning Province

Applicant after: Shenyang Hangfa China Engine Research Institute

Address before: 100020 No. 1901 Motorcycle Building, 199 Chaoyang North Road, Chaoyang District, Beijing

Applicant before: Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co., Ltd.

TA01 Transfer of patent application right
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant