【摘要】：航空發(fā)動機(jī)模型和模擬仿真為航空發(fā)動機(jī)的性能分析評估以及發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的研制帶來了諸多便利,論文以民用雙轉(zhuǎn)子分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)性能分析為基礎(chǔ),針對典型的在役渦扇發(fā)動機(jī)CFM56-7B開展以下研究。首先對CFM56-7B發(fā)動機(jī)地面設(shè)計點用定比熱計算方法進(jìn)行簡單地性能計算,推力與參考數(shù)據(jù)相吻合其誤差僅為0.358%,由于計算沒有考慮內(nèi)涵空氣成分變化,所以燃油消耗率與參考值有一定誤差。再以該設(shè)計點的相關(guān)參數(shù)作為初猜值,利用部件級建模方法建立發(fā)動機(jī)的穩(wěn)態(tài)及動態(tài)數(shù)學(xué)模型。然后根據(jù)任意工作點的流量平衡和功率平衡關(guān)系建立共同工作方程組,求出五個部件的壓比和高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速,并通過性能計算得到該工作點下各部件進(jìn)、出口參數(shù),以及該工作點下推力和燃油消耗率等�；诖蠛辣葴u扇發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)模型,采用數(shù)值仿真方法,利用Gasturb軟件進(jìn)行數(shù)值仿真得到其性能參數(shù),針對風(fēng)扇,高、低壓壓氣機(jī),高、低壓渦輪等5個部件的效率變化對發(fā)動機(jī)性能的影響,進(jìn)行詳細(xì)的參數(shù)敏感性分析。模擬發(fā)動機(jī)性能衰退過程中各部件的效率在逐步下降1%的情況,觀察性能參數(shù)與自變量的變化關(guān)系,除此之外,還考慮了4類引氣放氣在逐步增加1%引氣放氣量以及可調(diào)靜子葉片機(jī)角度開合±2°的情況下,對發(fā)動機(jī)性能的影響,結(jié)果與參考值對比基本吻合。基于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的動態(tài)模型,在9s時間范圍內(nèi)t=0.5s時進(jìn)行燃油流量階躍增加1%的動態(tài)過程中,通過仿真計算并對比發(fā)動機(jī)在地面標(biāo)準(zhǔn)工況下和空中巡航工況下的動態(tài)特性曲線的變化情況和吻合程度,驗證了相似理論在發(fā)動機(jī)動態(tài)性能響應(yīng)過程中的應(yīng)用,并基于相似理論對發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的控制進(jìn)行研究。還在不同轉(zhuǎn)速下利用MATLAB仿真得到NL、NH、T4、P3關(guān)于燃油流量的傳遞函數(shù),為控制器設(shè)計等工作作鋪墊。
【學(xué)位授予單位】：中國民用航空飛行學(xué)院
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V235.13
【圖文】：

圖 2.1 民用大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動機(jī)示意圖航空發(fā)動機(jī)性能的研究，計算機(jī)仿真技術(shù)是一個很有效的途徑，通過建模航空發(fā)動機(jī)的方式，替代部分真實發(fā)動機(jī)的試驗研究，對航空發(fā)動機(jī)性能分析以提高研制效率，降低反復(fù)試驗的成本，縮短傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)研

民用大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡圖

發(fā)動機(jī)各模塊構(gòu)架圖

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2805226