航空发动机进发匹配优化研究
航空发动机效率提升研究及优化措施分析
航空发动机效率提升研究及优化措施分析航空发动机效率的提升是航空产业发展的重要课题之一。
随着对环境保护和能源效率的需求不断增加，航空发动机的效率优化成为了关键的研究领域。
本文将讨论航空发动机效率的相关概念、研究方法以及现有的优化措施，并对未来的发展进行前瞻性展望。
首先，我们需要明确航空发动机效率的概念。
航空发动机效率是指在单位时间内产生的动力输出与所消耗的燃料能量之间的比值。
通过提高航空发动机的效率，可以减少燃料的消耗量，降低航空运输对能源的依赖，同时也能减少对环境的污染。
目前，航空发动机效率提升的研究主要集中在以下几个方面：1. 燃料燃烧效率的提高：通过改进燃烧室的设计和燃料注入系统，优化燃料与空气的混合过程，可以提高燃料的燃烧效率。
此外，采用燃料增压系统和高效的压缩机，可以提高整个燃烧过程中的压缩比，进一步提高燃烧效率。
2. 减少内部损失：航空发动机内部存在着多种损失，如摩擦损失、冷却损失、机械损失等。
通过改进涡轮机的结构和材料，减少叶轮和导叶之间的摩擦损失；优化冷却系统，提高冷却效率，减少冷却损失；采用先进的机械设计和材料，降低机械损失。
这些措施可以显著减少内部损失，提高航空发动机的效率。
3. 废气再利用：航空发动机在燃烧过程中会产生大量废气。
通过在废气排放中回收能量，如采用废气涡轮增压、废气余热回收等技术，可以提高发动机的能量利用率，进一步提高效率。
除了以上的研究领域，航空发动机效率提升还面临着一些挑战。
首先，高效率往往伴随着高温和高压，在设计和制造方面会面临更高的要求；其次，航空发动机的能效提升需要综合考虑安全性、可靠性和经济性等方面的因素，需要协调各种技术和指标的平衡。
未来，航空发动机效率提升的发展方向是多方面的。
一方面，随着新材料、新工艺的出现，航空发动机的设计和制造将更加先进和精细化，进一步提高效率；另一方面，航空发动机将更加智能化，通过数据分析和预测，实现优化运行和维护，进一步提升效率。
航空发动机的优化设计与可靠性分析
航空发动机的优化设计与可靠性分析航空发动机是飞机的重要组成部分之一，其性能关系到整个飞机的安全和效率。
为了满足空中旅行安全和经济效益的要求，航空发动机的优化设计和可靠性分析至关重要。
一、航空发动机的优化设计优化设计是指在一定需求下，通过改进设计方案，使得某一或多种指标达到要求且达到最佳的设计方法。
对于航空发动机来说，其关键设计指标主要包括推力、耗油量、可靠性和寿命等。
1. 推力的优化设计推力是衡量航空发动机性能的主要指标之一。
因此，如何优化推力成为发动机设计工程师关注的重点。
一般来说，增加推力有以下几种方式：增加燃烧室温度和压力、增加涡轮转速、增加涡轮级数、改变涡轮级数之间的压比等。
在以上方法中，增加燃烧室温度和压力是增加发动机排量和提高热效率的有效方法，但会带来燃烧室和涡轮转子的温度升高和寿命下降等问题；增加涡轮转速可以显著地提高单个涡轮级的贡献，但会影响到整个发动机的重量和占用空间；增加涡轮级数可以有效地提高推力和效率，但又面临着占用空间的问题；改变涡轮级数之间的压比可以实现理想的涡轮匹配，但受到叶片的受力和振动等因素的限制。
因此，航空发动机的推力优化设计需要在满足性能要求和发动机可靠性和寿命方面取得平衡。
2. 耗油量的优化设计航空发动机的耗油量是另一个需要优化设计的关键指标。
降低耗油量可直接带来燃料经济性的提高，降低航空公司的成本。
耗油量主要由以下几个方面决定：空气缩压比、燃烧室效率、风量比、涡轮转速等。
增加空气缩压比和提高燃烧室效率可以大幅降低航空发动机的耗油量。
但这做法也面临着超出燃烧室和涡轮叶片材料性能范围和操作限制等问题。
相应的，通过减小风量比或减短涡轮叶片可以减少涡轮转速，但同样需要在发动机寿命和可靠性方面做出平衡。
因此，在耗油量的优化设计上，我们需要结合发动机的实际运营需求，同时关注发动机可靠性和寿命。
3. 可靠性和寿命的优化设计航空发动机在运营过程中需要经历高温、高压、高转速等严酷的工作环境。
航空发动机性能分析与优化
航空发动机性能分析与优化一、引言航空发动机是航空器动力系统的核心部件，其性能的优劣对于飞机的飞行性能、经济性、安全性具有重要影响。
因此，航空发动机性能的分析与优化是航空工程领域的重要研究方向之一。
二、航空发动机性能指标航空发动机性能涉及多个指标，其中最基本的三个指标是推力、燃油消耗率和热效率。
具体定义如下：1. 推力：航空发动机产生的推力是其最基本的性能指标。
推力的大小直接影响了飞机的最大速度和爬升率。
2. 燃油消耗率：燃油消耗率是指飞机在一定时间内所消耗的燃油量与航程之比。
燃油消耗率的大小直接影响了飞机的经济性和航程。
3. 热效率：热效率是指发动机将化学能转化为机械能的效率。
热效率的大小直接影响了发动机的燃油消耗率和排放量。
此外，还有一些其他的指标，如噪声、可靠性等，也是航空发动机性能的重要考虑因素。
三、航空发动机性能分析方法航空发动机性能分析方法主要有试验方法和数值模拟方法两种。
1. 试验方法：试验方法是指通过实验测试航空发动机的性能指标。
常用的试验方法包括静态试验、动态试验、飞行试验等。
试验方法不仅可以得到准确的性能数据，而且可以检测发动机在实际使用中的问题。
2. 数值模拟方法：数值模拟方法是指通过计算机模拟航空发动机的流场、燃烧、传热等过程，以预测航空发动机的性能指标。
常用的数值模拟方法包括CFD模拟、燃烧模拟、传热模拟等。
数值模拟方法可以在航空发动机设计的早期阶段对不同方案进行性能评估，从而降低开发成本和时间。
四、航空发动机性能优化航空发动机性能优化的目的是提高航空发动机的性能指标，主要的优化方法包括：1. 设计优化：在发动机设计的早期阶段，通过数值模拟和试验等方法对不同方案进行评估，选取最优的设计方案。
2. 材料优化：选用高强度、高温耐受性的材料，以提高发动机的工作温度和寿命。
3. 涡轮增压器优化：通过对涡轮增压器的设计和控制方式优化，提高发动机的推力、燃油消耗率和热效率。
4. 燃烧优化：通过优化燃料喷射、燃烧室结构等方式，提高发动机的燃油消耗率和热效率，同时减少排放。
飞机发动机效率的优化
飞机发动机效率的优化在现代社会中，飞机已经成为了人们不可缺少的交通工具之一。
而其中最重要的组成部分即为飞机发动机。
飞机发动机以高效能、环保等特点受到广大用户的欢迎。
因此，如何优化飞机发动机的效率已经成为了一个重要的问题。
本文将从多个角度进行探讨，试图为大家呈现一篇优质的论文。
一、简介随着科技的不断发展，飞机发动机的效率也在不断提高之中。
由于其航空事业的特殊性，飞机发动机需要满足不同的运行环境和需求。
因此，飞机发动机的优化效率是飞机制造及开发的重要方向之一。
二、飞机发动机的表现参数作为优化效率的重要一个方向，让我们来了解一下什么是飞机发动机的表现参数。
主要包括推力、燃油消耗率、噪音和排放物等方面。
推力是飞机发动机的一项重要表现参数，也是其主要功能之一。
飞机发动机的推力越大，飞机的速度越快，承载能力越大，工作效率越高。
燃油消耗率是衡量飞机发动机效率的另一个关键参数。
它反映了发动机的燃油利用率，是整个飞机的燃油消耗的主要因素之一。
因此优化燃油消耗率是提高飞机效率的一个重要措施。
噪音是飞机发动机效率优化的另一个方面。
高噪音对机场和周围居民会产生不良影响，影响机场的正常运作，因此集中精力降低噪音是必不可少的一个方向。
排出物是飞机发动机最为环保的一个方面。
发动机的燃料在燃烧时会产生大量的废气，并排放出二氧化碳、氮氧化物和大气污染物等有害物质。
对于航空公司和机场来说，减少排放物不仅是环保要求，还是让飞机更加高效的途径之一。
三、飞机发动机效率的提高飞机发动机效率的提高不仅涉及到发动机的技术层面，也需要政府、航空公司和用户等各方的支持。
以下是提高飞机发动机效率的几个主要的方面：1.利用先进的制造技术和材料随着各种新材料和制造技术的发展，飞机发动机的重量和构造已经有了很大的变化。
同时，现代发动机的材料和制造技术也越来越先进。
例如使用轻量化的材料可以减轻发动机重量，减少运行所需的油耗，提高机身性能。
使用现代制造技术可以提高机器的生产效率、提高生产质量和能力，最终提升效率。
航空发动机的性能分析与优化
航空发动机的性能分析与优化一、背景介绍随着经济全球化和国际贸易的发展，航空运输业已经成为全球战略地位的重要行业。
而航空发动机作为飞机的核心部件之一，其性能的优化和提升也成为了当前航空工业领域的研究热点。
二、性能分析1.燃油消耗率航空发动机的燃油消耗率是衡量其性能的一个重要指标。
通过调整进气量、喷油量以及燃烧效率等参数，可以有效地降低航空发动机的燃油消耗率，从而提高其性能。
2.推力推力是指航空发动机在运行过程中所产生的推力大小。
推力越强，可以使飞机的起飞和爬升速度更快，使空中飞行更加稳定和安全。
3.噪音和污染在进行航空发动机的性能分析时，噪音和污染也需要被考虑在内。
通过提高颗粒物的过滤效率和降低噪音的排放，可以在保证航空发动机高性能的情况下保障环境的生态安全。
三、优化方法1.采用先进的涡扇技术涡扇发动机是一种航空发动机，在其设计和制造过程中采用了现代的工程技术和材料，可以使其具有更高的推力和燃油经济性。
2.利用先进的控制系统在控制系统方面，航空发动机采用先进的计算机控制技术和传感器技术，可以更加精确地控制发动机的运行参数，从而实现优化飞行和节约燃油的目标。
3.最大化运用材料科学的成果材料科学的成果可以被广泛应用在航空发动机部件的设计和制造过程中，从而实现发动机重量减轻、耐久性增加、效率提升等目标。
采用先进的材料科学成果可以使航空发动机的性能得到最大化的优化。
四、结论航空发动机是现代航空运输业的核心组成部分，其性能的优化和提升是保证航空安全和促进经济发展的重要保障。
通过不断地研究和创新，采用先进的材料科学、涡扇技术和控制系统，在优化航空发动机性能的同时更好地实现了环保和节能的目标。
航空发动机设计及优化
航空发动机设计及优化随着现代航空业的不断发展，航空发动机的设计与优化也成为了这一领域内的重要课题。
航空发动机的质量与性能优化直接影响着飞机的安全性与经济性，因此，针对航空发动机的设计与优化，近些年来研究者们投入了大量精力，进行了大量的工作。
本文将从几个方面介绍航空发动机的设计及优化工作，以期为广大航空相关人士提供一些参考。
一、需求分析与总体设计首先，在进行航空发动机的设计与优化工作前，我们要对设计的需求进行详细的分析。
而不同的需求也会对航空发动机的总体设计产生影响。
例如，在一些重载运输飞机上，较大的推力会成为一个主要的设计指标；而在一些商用飞机上，则需要考虑到燃油的经济性与环保性等因素。
因此，进行航空发动机的设计与优化前，我们必须要明确设计需求，并结合所属领域的特点，制定出合理的总体设计方案。
二、原理分析与模拟仿真在得到了航空发动机的总体设计方案后，我们需要对其内部结构进行更加详细的优化。
这时，原理分析与模拟仿真将会成为我们的主要工作。
首先，我们需要对航空发动机的燃烧原理进行分析，确定出设计中重要的参数，如油分输出、瞬态响应时间等。
此外，通过计算流体力学仿真，我们可以对航空发动机内部的气流进行模拟分析，优化进出口形状、喷油香港、推进器等，提升航空发动机的效率与推力。
模拟与分析过程还可以确定设计方案的优化方向，减少了设计成本和试验测试的时间和费用。
三、材料选型与冷却设计航空发动机设计的优化除了内部结构的优化外，对于发动机所使用的材料和冷却系统的配备也尤为关键。
一般而言，航空发动机中会使用到高温合金等材料，以抵御高温环境的侵蚀和氧化。
同时，对于冷却系统的配备和水温的控制，也对航空发动机的寿命和效率产生着重要的影响。
因此，在进行航空发动机设计时，我们需要选择适用于高温和极端环境的材料，并在冷却系统的设计上尽可能地保证稳定性和可靠性。
四、优化测试与改进最后，在设计完成后，我们需要对航空发动机进行严格的测试与评估。
航空发动机的性能改善与优化设计
航空发动机的性能改善与优化设计航空发动机作为现代航空技术的核心，对飞机的性能、经济性和环保性影响深远。
因此，不断提升航空发动机的性能是航空工程领域的重要课题之一。
在本文中，我们将探讨航空发动机的性能改善与优化设计的相关问题。
首先，航空发动机的性能改善主要集中在提高燃烧效率、推力和燃油经济性。
其中，燃烧效率是关键因素之一。
燃烧效率的提高意味着在单位燃料消耗下产生更多的推力，这不仅可以显著增加飞机的速度和飞行距离，还能降低使用成本和污染排放。
为了提高燃烧效率，航空发动机的设计需要考虑多方面的因素，如燃烧室形状、燃烧稳定性和燃料喷射技术等。
其次，优化设计是改善航空发动机性能的关键手段之一。
优化设计可以通过改变航空发动机的结构、材料和流体动力学参数来提高其性能。
例如，采用先进的材料可以减轻发动机的重量，从而降低燃料消耗和提高推力。
同时，优化涡轮机的叶片结构可以提高转子的效率，减少能量损失和噪音产生。
此外，精确的气动设计和喷气设计也是优化航空发动机性能的重要方面，它们可以减少机械损失和流体阻力，提高其整体效能。
除此之外，航空发动机的性能改善还需要考虑环境因素。
航空工程师们不仅致力于提高发动机的性能，还必须遵守环境法规和减少对大气环境的污染。
为了达到这个目标，航空发动机的设计需要采用低排放技术，比如采用废气再循环（EGR）系统和燃烧效率优化技术。
此外，研发新型的燃料和润滑剂也是改善环境效益的重要方面。
至于未来的发展方向，航空发动机的性能改善和优化设计将更加注重可持续发展和绿色环保。
随着低碳经济的提倡和全球气候变化的影响加剧，航空工程师们将面临更多的挑战。
因此，航空发动机的研发将在提高效率的同时减少对环境的不良影响。
这将涉及到更多的创新技术和改进设计，如采用复合材料和轻量化设计，发展可再生能源和电动推进技术等。
总之，航空发动机的性能改善与优化设计是航空工程中不可忽视的重要课题。
通过提高燃烧效率、优化设计和减少对环境的污染，航空发动机可以实现更高的性能、经济性和环保性。
先进航空发动机的结构设计与优化研究
先进航空发动机的结构设计与优化研究航空业在近年来的飞速发展中，先进航空发动机扮演着至关重要的角色。
而在发动机发展的进程中，不断的结构设计与优化研究起着至关重要的作用，因为一款高效而可靠的先进发动机的推出，必须依靠工程师们的持续不断的设计与优化。
一、先进航空发动机的结构设计航空发动机的结构设计可以分为两大部分：燃烧室和涡轮机部分。
1. 燃烧室设计燃烧室是航空发动机中的一个重要部分，它负责将燃料和空气混合并燃烧，带动高温气体流过涡轮机进而驱动飞机。
因此，在燃烧室的设计过程中，各种复杂的流动和反应过程需要充分考虑。
在燃烧室的设计过程中，需要进行三维非定常流动的数值模拟，以确定相对位置尺度效应和涡轮前沿叶栅的流场。
通过采用“快速氧化”燃烧技术，可以使混合气快速燃烧，从而产生高压高温气体。
同时，还需要采用特定的涡轮放置策略和冷却技术，以保证燃烧室的稳定性和耐久性。
2. 涡轮机部分设计涡轮机是航空发动机的另一个重要组成部分，它们被设计成能够乘客安全舒适的地飞行数小时，并通过创新的涡轮机设计间接提高机体的燃烧效率。
因此，涡轮机的设计对发动机整体性能的影响很大。
在涡轮机的设计过程中，需要采用“流体-结构耦合”方法将两者紧密耦合，以关注涡轮机的动力学响应和稳定性。
调整转子与静子之间的轴向距离和横向距离可以帮助改善发动机切换/进出速度的过渡，从而提高效率并减少噪声。
二、先进航空发动机的优化研究先进航空发动机的结构设计是一个复杂而缓慢的过程，但是优化研究可以帮助加速这一过程。
优化研究可以采用各种算法和方法，以确定最佳的设计参数，从而提高发动机的性能和效率。
1. 效率优化发动机效率是优化研究的主要目标之一。
通过调整燃烧室和涡轮机的参数，可以减少能量和热量的损失，从而提高发动机的效率。
此外，采用降低阻力和各种减轻质量的方法也可以提高发动机的效率。
2. 节能优化随着全球能源危机的日益加剧，航空发动机的节能优化已经成为一个研究的热点。
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航空发动机进发匹配优化研究任智博; 谢业平; 杨瀚超; 潘宝军【期刊名称】《《航空发动机》》【年(卷),期】2019(045)006【总页数】5页(P15-19)【关键词】进发匹配; 进发联合试验; 需用稳定裕度; 畸变; 逼喘; 进气道; 航空发动机【作者】任智博; 谢业平; 杨瀚超; 潘宝军【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V235.10 引言进气道与发动机匹配设计包括流量匹配和流场匹配，流量匹配不佳会导致跨声速小流量进发不相容问题[1]；而流场匹配不佳，则会在进气道出口和发动机进口产生较大的进气压力畸变，会造成发动机裕度损失占比过大，从而使发动机剩余稳定裕度不足[2-4]，严重时可能导致发动机失稳。
压力畸变对发动机风扇和压气机稳定裕度均有影响[5-11]，压力畸变对风扇的影响，仅与发动机进口综合压力畸变指数以及风扇的压力畸变敏感系数有关，畸变和敏感系数越大，局部需用稳定裕度越大。
压力畸变对压气机裕度的影响与压气机进口的畸变有关，压气机进口畸变由发动机进口畸变通过风扇后衰减所得，而风扇对畸变的衰减程度由风扇的畸变衰减系数决定；此外，压力畸变通过风扇时，会在风扇出口产生温度不均匀分布，即温度畸变，同样影响压气机稳定裕度。
降低压力畸变对发动机稳定裕度的影响，可以从2方面入手：一方面是重新设计风扇与压气机，降低发动机对压力畸变的敏感系数和传递系数等，但以现阶段设计水平，技术风险极大，且短时间内无法实现；另一方面是直接降低压力畸变，在现有飞机进气道和发动机状态的前提下，优化进发匹配特性，降低压力畸变的需用稳定裕度。
本文从进气道和发动机两方面研究降低压力畸变的方法，并对进发匹配优化效果进行试验验证。
1 降低压力畸变的方法不同进气道结构类型直接决定其进气压力畸变特性，在进气道结构一定的条件下，发动机所需流量直接影响进气压力畸变，即进气压力畸变随着发动机进口换算流量（马赫数）的增加而增大。
故可以通过减少发动机进气流量的方式来减小进气压力畸变。
在不改变发动机部件特性和匹配特性的前提下，通过改变发动机控制规律，直接降低其使用转速，从而减少发动机流量，进而减小进气压力畸变指数；但同时也会损失发动机推力，如图1所示。
风扇和压气机对压力畸变敏感系数试验结果如图2、3所示。
从图中可见，在高转速段，随着转速的降低，风扇和压气机对压力的敏感系数增大。
图1 发动机降转对推力及压力畸变的影响图2 风扇压力畸变敏感系数图3 压气机压力畸变敏感系数本文评估2种降低转速方案（见表1），来对比其对发动机稳定性的改进效果。
表1 降转使用方案参数现状态方案A n Lc 1.0 0.99方案B 0.98风扇和压气机降转前后的裕度变化见表2、3。
从表中可见，转速从100%降低到99%、98%时，风扇与压气机的特性及共同工作线影响，其原始稳定裕度均略有增大，但由于风扇与压气机对压力畸变的敏感系数增大，压力畸变的局部需用稳定裕度增大，降转后，由于原始稳定裕度、压力畸变局部需用稳定裕度的共同变化，导致方案2、3中风扇的剩余稳定裕度降低0.63%和0.88%，压气机剩余稳定裕度略有提高，分别为0.03%和0.02%。
表2 降转使用方案风扇裕度对比裕度/% 方案A 方案B△S Mf +0.67△S MW+1.30 +2.50剩余稳定裕度变化 -0.63 -0.88+1.62表3 降转使用方案压气机裕度对比裕度/% 方案A 方案B△S MC +0.06△S MW+0.03 +0.10剩余稳定裕度变化 +0.03 +0.02+0.12发动机降转使用，如由现状态降到方案B使用，低压换算转速降低2%，推力损失5.3%，但裕度基本无收益，通过降低转速来试图提高发动机稳定性的途径不可取。
2 进气道改进方法及试验验证2.1 进气压力畸变大的原因某型飞机进气道出口的流场畸变图谱如图4所示。
从图中可见，飞机在地面起飞时，发动机处于最大流量状态，此时飞机进气道出口畸变处于全包线内的最大值，该畸变图谱上半部是高压区，下半部是低压区，由于高低压区压力变化较大，导致进气压力畸变大。
产生这种进气压力畸变大的原因是2元外压式进气道结构导致，如图5所示。
2元外压式进气道结构由进气可调斜板、唇口、防护网、辅助进气门等组成，进入发动机的气流由2部分组成：一部分从进气道正面的进口进气，另一部分从进气道下方的辅助进气门进气。
正面进气的气流直接由斜板和唇口之间的流道进入，总压损失小，气流压力高；而下方进气的气流，首先经过辅助进气门，然后通过设置在辅助进气门上方的防护网后，才能进入进气道内部。
而防护网由若干小孔构成，气流通过防护网后，总压损失很大，使得从正面进气和下方进气的气流压力相差较大，导致进气道出口、发动机进口的气流不均匀度较大，而这种不均匀度的存在，使发动机进气条件变差，直接影响发动机稳定工作的能力，大大增加了发动机喘振概率。
图4 进气道出口畸变图5 2元外压式进气道结构2.2 进气道改进设计方案根据起飞过程中发动机进口进气畸变大，针对性的研究防护网改进措施，由于畸变图谱的低压区主要集中在下半部分，对应的气流通过防护网进气，根据仿真结果如图6（a）所示，气流经过靠近发动机一侧的防护网所产生的压力损失会更大，故对防护网进行优化改进，将防护网靠近发动机一侧的网孔封堵，减少气流通过此处造成的总压损失，如图6（b）所示。
图6 进气道流场仿真压力2.3 试验验证2.3.1 试验条件进气道改进设计效果，在地面全尺寸进气道与发动机联合试验台上开展验证，如图7所示。
该试验台是在常规发动机地面试车台架的基础上升级改造而成的，安装真实飞机进气道作为试验条件，可模拟飞机地面静止条件下的进气道与发动机匹配工作条件[12]。
在国外研究中，同样采用地面台架开展进发联合试验，用以分析亚声速条件下的进发匹配特性[13-15]。
图7 全尺寸进气道/发动机地面联合试验2.3.2 试验方案在工程可接受的范围内，制定了2种封堵防护网网孔的方案，见表4。
2种封堵方案仅在封堵面积上有所差别，且增加的封堵面积是沿着发动机轴向增加，而封堵宽度相同。
试验分别在2种方案条件下，录取进气道特性，获得进气道出口总压恢复系数和综合畸变指数。
表4 试验方案方案封堵占比/%说明方案1 8.3方案2 13.9 防护网放下状态防护网放下状态2.3.3 试验结果2.3.3.1 总压恢复系数2种试验方案与进气道原始状态总压恢复系数对比如图8所示。
方案1基本与原状态相同，方案2降低了0.005。
封堵部分进气道防护网后，进气道总压恢复系数变化不大，说明2种方案对发动机性能基本无影响。
2.3.3.2 进气畸变特性2种试验方案与进气道原始状态的综合畸变指数、稳态周向压力畸变指数、面平均紊流度对比如图9～11所示。
从图中可见，封堵进气道防护网的优化措施达到了预期效果，综合畸变指数和稳态周向压力畸变指数均有所减小，面平均紊流度变化很小。
相对于原始状态，2种方案的畸变指数减小量见表5。
图8 进气道总压恢复系数对比图9 进气道出口综合畸变指数对比图10 进气道出口稳态周向压力畸变指数对比图11 进气道出口面平均紊流度对比表5 100%转速下进气道特性对比 %畸变类型相对减小量方案1方案2综合畸变20.4稳态畸变 27.2 44.7 32.6动态畸变 2.8 1.32.3.3.3 进气畸变图谱选择2种优化方案和原始进气道状态下，对发动机在100%转速下的进气畸变图谱进行对比，如图12所示，同时对各周向测耙的详细数据进行对比，如图13所示。
从畸变图谱的变化和压力分布中可见，随着封堵网孔面积的增大，进气道出口图谱特征变化如下：（1）高压区最高总压恢复系数基本保持不变，高压区范围减小；（2）低压区最低总压恢复系数有所增大，低压区范围增大；（3）低压区平均总压恢复系数增大，而面平均总压恢复系数基本不变，所以稳态畸变降低。
图12 进气道出口畸变图谱对比3 进发匹配优化对发动机的影响通过封堵进气道防护网部分网孔，可以达到降低发动机进口进气畸变的效果，同时改变了发动机进口的畸变图谱，为了检验畸变降低对发动机稳定裕度的影响，采用打开高压压气机可调叶片角度来逼喘发动机的方式进行对比试验，试验仅对比进气道原始状态和方案1。
用高压压气机可调叶片角度来衡量发动机的裕度变化，试验结果表明：相对于原始状态，采用方案1后，发动机临界状态高压压气机可调叶片角度打开量增加2°。
畸变降低后，发动机喘振时对应的高压压气机可调叶片角度打开量明显增加，侧面反映出发动机剩余稳定裕度的增大，说明采用进气道防护网堵孔方案后，对增大发动机剩余稳定裕度有益。
图13 进气道出口稳态总压分布对比4 结论本文通过进气道与发动机匹配优化设计，达到降低发动机进口进气压力畸变的目的，得到以下结论：（1）在现有飞机进气道和发动机前提下，采用降低转速的方式来降低进气畸变对发动机稳定性的影响效果不明显；（2）采用封堵进气道防护网的方式，可有效降低发动机进口畸变相对量20.4%～32.6%，大大提高进气道与发动机的匹配性，降低发动机喘振概率；（3）通过发动机逼喘试验验证，进发匹配优化后，可有效增大发动机剩余稳定裕度；（4）本文探索了1种基于优化进气畸变图谱的进发匹配优化设计方法，该方法操作简便，无需对进气道进行大幅改动，可在现役飞机上推广使用。
参考文献：【相关文献】[1]施磊，朱宇，赵肃.跨声速小流量进气道与发动机的相容性[J].航空动力学报，2014，29（3）：631-636.SHI Lei，ZHU Yu，ZHAO Su.Inlet and engine compatibility in transonic speedlow-flow state[J].Journal of Aerospace Power，2014，29（3）：631-636.（in Chinese）[2]梁彩云，谢业平，李泳凡，等.飞/发性能一体化技术在航空发动机设计中的应用[J].航空发动机，2015，41（3）：1-5.LIANG Caiyun，XIE Yeping，LI Yongfan，et al.Application of integrated aircraft/enginetechnology in aeroenginedesign[J].Aeroengine，2015，41（3）：1-5.（in Chinese）[3]刘永泉，施磊，梁彩云.某航空发动机全包线气动稳定性设计方法[J].航空动力学报，2012，27（11）：2462-2467.LIU Yongquan，SHI Lei，LIANG Caiyun.Aerodynamic stability design method for certain aero-engine in whole engine’s flight operating en velope[J].Journal of Aerospace Power，2012，27（11）：2462-2467.（in Chinese）[4]Willam T C.History，philosophy，physics，and future directions of aircraft propulsion system/inlet integration[R].ASME-GT-2004-54210.[5]国防科学技术工业委员会.GJB/Z 64A-2004航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南 [S].北京：中国标准出版社，2004：1-15.National Defense Science and Technology Industry Committee.GJB/Z 64A-2004 Aero turbojet and turbofan engine inlet total-pressuredistortion assessment guidelines[S].Beijing：Standards Press of China，2004：1-15.（in Chinese）[6]国防科学技术工业委员会.GJB/Z 224-2005航空燃气涡轮发动机稳定性设计与评定指南[S].北京：中国标准出版社，2005：1-36.National Defense Science and Technology Industry Committee.GJB/Z 224-2005 Guide of stability design and assessment for aircraft gas turbine engine[S].Beijing：Standards Press of China，2005：1-36.（in Chinese）[7]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE ARP1420B.Gas turbine engine inlet flow distortion guide-lines[S].US：SAE Technical Standards Board，2002：1-24.[8]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE AIR 5687.Inlet/Engine compatibility-from model to full scale development[S].US：SAE Technical Standards Board，2011：1-9.[9]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE AIR1419A.Inlet total-pressure-distortion considerations for gas turbine engines[S].US：SAE Technical Standards Board，2011：10-27.[10]田宁，陈金国，张恩和.畸变对航空发动机稳定性的影响[J].航空发动机，2002（4）：25-28.TIAN Ning，CHEN Jinguo，ZHANG Enhe.Effect of distortion on aeroenginestability[J].Aeroengine，2002（4）：25-28.（in Chinese）[11]好毕斯嘎拉图，周胜田，张志舒，等.总压畸变对整机稳定性的影响研究分析[J].航空发动机，2012，38（4）：34-37.Haobisigalatu，ZHOU Shengtian，ZHANG Zhishu，et al.Effect of total pressure distortion on aeroengine stability[J].Aeroengine，2012，38（4）：34-37.（in Chinese）[12]高为民，任智博，王勤，等.某型飞机进气道/发动机台架联合试验及匹配特性研究[J].航空发动机，2017，43（4）：74-78.GAO Weimin，REN Zhibo，Wang Qin，et bination test and match characteristics research of an aircraft inlet/engine testbed[J].Aeroengine，2017，43（4）：74-78.（in Chinese）[13]Stevens C H，Spong E D，Hammock M S.F-15 inlet/engine test techniques and distortion methodologies studies[R].NASA-CR-1987-1444866.[14]Bowditch D N，Coltrin R E.A survey of inlet/engine distortion capability[R].AIAA-1983-1166.[15]Andrew J Y，Ronald J R，Richard R B，et al.Design and development of an F/A-18 inlet distortion rake：a cost and time saving solution[R].AIAA-1994-2132.。