某微型涡喷发动机数控系统研制
30公斤微型涡喷发动机设计点
30公斤微型涡喷发动机设计点引言：微型涡喷发动机是一种小型、高效的喷气式发动机，具有重量轻、体积小、功率高等优点。
本文将探讨设计30公斤微型涡喷发动机的一些关键设计点。
一、压气机设计压气机是微型涡喷发动机的核心部件之一，其设计直接影响发动机的性能。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用多级压气机，以提高压气机的效率和稳定性。
同时，还需要考虑叶片的材料选择和叶片轮廓的优化，以降低叶片的重量和减小气动噪声。
二、燃烧室设计燃烧室是微型涡喷发动机中完成燃烧过程的关键部件，其设计直接影响发动机的燃烧效率和排放性能。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用适当的燃烧室结构和燃烧室喷孔布置，以实现燃烧过程的充分和稳定。
同时，还需要考虑燃烧室材料的耐高温性能和耐腐蚀性能，以提高燃烧室的寿命。
三、涡轮设计涡轮是微型涡喷发动机中转换燃气能量为机械能的关键部件，其设计直接影响发动机的推力和效率。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用高转速涡轮，以提高涡轮的功率输出和效率。
同时，还需要考虑涡轮叶片的材料选择和叶片轮廓的优化，以提高涡轮的强度和降低磨损。
四、喷管设计喷管是微型涡喷发动机中将燃气排出的关键部件，其设计直接影响发动机的推力和燃烧效率。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用适当的喷管结构和喷嘴布置，以实现燃气的充分膨胀和高速排放。
同时，还需要考虑喷管材料的耐高温性能和耐腐蚀性能，以提高喷管的寿命。
五、轴承设计轴承是微型涡喷发动机中支撑转子运转的关键部件，其设计直接影响发动机的可靠性和寿命。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用轻量化的高温轴承材料，并增加润滑系统，以提高轴承的耐磨损性能和耐高温性能。
同时，还需要考虑轴承的结构设计和润滑方式，以降低轴承的摩擦和磨损。
六、冷却系统设计冷却系统是微型涡喷发动机中控制发动机温度的关键部件，其设计直接影响发动机的热稳定性和寿命。
在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用高效的冷却系统，以提高发动机的热传递效率和冷却效果。
微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析_郭渊
由于使用的特殊要求, 发 动机设计应考虑导弹 /发动机匹 配或 者 飞 行 器 /发 动 机 匹 配 设 计, 主要包括飞行器与发动机 的约束分析、性能匹配分析、进 排气 系 统 结 构 与安 装 损 失 等。 一次性 使用 的 导弹、靶 机与 重 复使用的无 人机 对发 动机要 求 又有区别。
速飞行器 X-43亚声速飞行验证 阶段的动力装置均采用微型涡喷 发动机。其中, LAM 巡飞弹采用 的发动机质量仅 7. 25 kg, 直径 小于 18 cm, 推力 445 N。
随着加工工艺和材料、高速 陶瓷轴承等相关技术的发展, 一 批先进的微型涡喷发动机不断呈 现, 其推重比已超过 10。像美国 精 密 自 动 化 公 司 研 制 的 AT -
引言 一般把推力量级在 1 000 N
及以下的涡喷发动机称为微型涡 喷发动机 ( M icro Turbo jet Eng ine, 简称 MTE )。微型涡喷发动机具 有成本低、性能高、尺寸 小、质 量轻、易于 维护与存 贮等优点, 已成为无人机、巡飞弹、小型战 术导弹、靶机以及航模等小型飞 行器动力装置的首选。目前世界 上许多 国家, 如美国、俄罗斯、 欧洲、以色列、印度、日本和 塞 尔维亚等, 都在积极开展微型涡 喷发动机的研究。
为了降低制造成本, 微型涡 喷发动机通常直接选用涡轮增压 器级压气机和涡轮转子, 但为了 提高发动机推重比, 又希望零件 加工性能好, 一次成型。其中压 气机和涡轮的精铸和无余量快速 成型加工技术是微型涡喷发动机 发展的关键和方向。
4) 发动机控制系统及配套 的附件, 包括微型化的电子燃油 控制器 ( ECU )、燃油电动泵、传 感器等。
T J-50 3 05 1 37 1 75 4. 5 2 20 LOCAA S H am ilton Sundstrand
某小型涡轮喷气发动机起动系统与独立供油系统匹配性研究
某小型涡轮喷气发动机起动系统与独立供油系统匹配性研究介绍了某小型航空发动机起动系统原理，对该发动机上机后起动点火失败问题进行分析，进而对发动机起动系统原理进行研究，最终确认压力匹配问题是失败的主要原因，综合提出解决措施，并进行试验验证。
标签：航空发动机；起动；点火1 引言起动是航空发动机的一个重要的起始过程。
航空发动机起动成功的基本要求是在压气机不喘振和涡轮前不超温的情况下，在一定的时间内按照给定的起动程序和供油规律点燃燃烧室内油气混合物，将发动机加速到慢车。
某小型航空发动机（以下简称WP发动机）体积小、结构简单。
装机后出现了发动机地面起动点火失败问题，本文对WP发动机起动系统进行研究，分析了装机后影响发动机起动的主要因素并进行试验验证，根据验证结论提出解决措施。
2 起动失败原因分析在航空发动机起动过程中，若发动机地面不能点火成功，通常是由于进入发动机燃烧室油气比超出正常点火要求范围。
因此，着重从进入发动机的气流和进入发动机的燃油流量进行分析。
2.1 气源能力分析根据动量矩定理，起动气源气流作用在转子上的力矩为转子转动惯量与角加速度的乘积，发动机吹转时空气流量与角加速度的关系由下式描述（简化为恒角加速度运动）：（1）式中m为通过发动吹转喷嘴的空气流量、v为喷流与转子的相对速度、L为吹转力臂、Mf·Lf为摩擦阻力矩、Ma·La为气动阻力矩、Ix为转子的转动惯量、α为转子的角加速度。
根据流量公式：（2）公式中k为常数，P*为总压，T*为总温，A为截面面积，q（？姿）为流量函数，P为静压。
摩擦阻力矩和气动阻力矩实际都为转子转速的函数，随转子吹转转速的增加而增大。
喷流与转子的相对速度v为喷流绝对速度v0与转子距转轴L处线速度的差。
由于发动机吹转喷嘴工作在超临界状态，喷嘴出口速度为当地音速，当地温度变化不大时基本不变。
因此，转子的角加速度为空气流量m与转子线速度v’的函数，并且m越大，角加速度越大；v’越大，角加速度越小并可能反号使转子转速变小。
某涡喷发动机供油调节系统中的气穴现象
某涡喷发动机供油调节系统中的气穴现象
于达仁;闫志刚;金朝铭;史新兴;冯彦;何保成
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2000(21)1
【摘要】为了解释某涡喷发动机供油调节系统限流器中出现的气穴现象,消除气穴现象对发动机启动加速过程的影响,分析了气穴现象产生的机理及其发生条件,通过与试验数据的对比研究,说明了气穴现象对发动机启动加速过程的影响,在此基础上,提出了消除气穴的具体方法,试验结果表明,所提出的措施实用有效。
【总页数】3页(P42-44)
【关键词】涡轮喷气发动机;气穴现象;供油调节系统
【作者】于达仁;闫志刚;金朝铭;史新兴;冯彦;何保成
【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院;航天机电集团公司31所
【正文语种】中文
【中图分类】V433
【相关文献】
1.某型涡喷发动机供油机构"扫膛"问题研究 [J], 赵阳阳;江兆平;路明
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3.涡喷发动机供油调节系统的故障仿真及分析 [J], 牛军;于达仁;冯国泰;何保成;史新兴
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5.某涡喷发动机燃油压力高频脉动现象的分析及解决 [J], 鲍文;闫志刚;于达仁;何保成;冯彦;黎林林
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微型涡喷发动机燃烧室的设计研究
第24卷第1期2009年1月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.24No.1J an.2009文章编号:100028055(2009)0120070205微型涡喷发动机燃烧室的设计研究黎 明,吴二平,索建秦(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘 要:为某微型涡喷发动机设计了一个蒸发管环形燃烧室.根据发动机对燃烧室的性能要求,设计了燃烧室的主要部件,对燃烧室的流量分配及流程参数进行了数值计算.参照发动机的总体结构,设计了燃烧室的试验器,对燃烧室进行了一定的性能试验.结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求.关 键 词:微型涡喷发动机;燃烧室;蒸发管;主要部件;数值计算;性能试验中图分类号:V235.11 文献标识码:A收稿日期:2008207224;修订日期:2008211228基金项目:西北工业大学科技创新基金(2003CR070001)作者简介:黎明(1965-),男,贵州德江人,副教授,硕士,主要从事航空发动机燃烧室的性能研究.Design and study of combustor for micro 2turbojet engineL I Ming ,WU Er 2ping ,SUO Jian 2qin(School of Power and Energy ,Nort hwestern Polytechnical U niversity ,Xi ’an 710072,China )Abstract :An annular combustor wit h evaporation t ubes was designed for certain micro 2t urbojet engine.According to performance requirement s of t he engine ,designed main com 2ponent s of t he combustor ,calculated flow dist ribution and flowage parameters of t he com 2bustor.Refers to overall struct ure of t he engine ,designed test apparatus of the combustor and carried out the several performance experiments.The results show that the designed combustor meets the demand for structural project ,main components and overall performance.K ey w ords :micro 2t urbojet engine ;co mbustor ;evaporatio n t ube ;main component ;numerical calculation ;performance experiment 小型及微型无人飞行器在执行诸如空中侦察、打靶训练、电子干扰、通信中继、环境监测、核辐射采样以及对地攻击等方面,今后必将扮演越来越重要的角色.随着近年来对无人飞行器发展的需求,微型涡轮类发动机也相应地得到了很大的发展[122].美国是世界上最先开展小型及微型涡轮类发动机技术研究的国家,也是型号品种最多和技术最先进的国家.1960年,美国Williams 国际公司研制出了世界上最早的265N 推力的微型涡喷发动机WR221,它也是当今美国战斧式巡航导弹用涡扇发动机F1072WR 2100的先驱机型[3].经过几十年不断地改进,世界上航空技术发达国家的小型及微型喷气发动机技术获得了突飞猛进的发展.这类发动机在设计上具有尺寸小、重量轻、结构简单、成本低、寿命短及使用维护方便等特点,其燃烧室的供油方式主要采用压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式,而燃烧室多以回流和直流环形结构为主.国内在消化吸收国外十多种型号燃烧室的基础上,多年来进行了大量的相关研究,也已能够自行研制出性能较高的小型及微型喷气发动机燃烧室.针对西北工业大学研制中的一种推力为510 第1期黎 明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究N,转速为76000r/min的微型涡喷发动机,本文介绍了其蒸发管环形燃烧室的设计过程,该发动机的主要结构为:带整流罩的亚声速轴向进气机匣、单级离心式压气机、火药点火器、带5个T型蒸发管的直流环形燃烧室、单级混流式涡轮、简单收敛尾喷管,如图1所示.根据发动机的总体结构和对燃烧室的性能要求,该燃烧室的主要设计参数如表1所示.图1 微型涡喷发动机的总体结构Fig.1 Overall structure of micro2turbojet engine表1 燃烧室的主要设计参数T able1 Main design parameters of combustor参 数数 值最大直径/mm186空气流量/(kg/s)0.94进口压力/MPa0.41进口总温/K484出口总温/K1130燃烧效率0.97总压恢复系数0.951 燃烧室结构设计1.1 结构方案选择 航空涡轮发动机的燃烧室按供油方式通常可主要分为三类,即压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式.根据发动机的结构和性能特点、未来的用途及对燃烧室的主要性能要求,所设计的燃烧室采用蒸发管环形的结构方案比较合适,其理由是:1)结构简单,火焰筒长度短,供油压力较低.这对减轻发动机的重量,提高其推重比,降低制造成本十分有利.2)燃烧效率高,火焰清洁,不易积碳和冒烟,对火焰筒壁面的辐射热量少.当然,蒸发管环形燃烧室也存在着一些缺陷,如火焰稳定范围窄、燃油控制反应慢、设计和调试困难以及管壁有过热、烧蚀的危险.但因为无人飞行器的飞行包线范围一般较小,飞行状态相对单一,因此燃烧室的稳定边界范围可以适当降低.目前,蒸发管环形燃烧室的使用可靠性已不存在问题,因为在大小航空涡轮发动机上已有许多设计成功的先例[4].1.2 主要零部件1.2.1 火焰筒 火焰筒采用高温合金(GH39)板料冲压焊接而成,最大外径为168mm,长度为150mm.筒体分前后两段,共设4排进气孔,依次为头部孔、主燃孔、补燃孔和掺混孔,如图2所示.火焰筒的开孔面积可根据燃烧室流量分配的计算结果来确定.对于环形燃烧室,火焰筒与燃烧室横截面积之比的最佳值一般在0.6～0.7之间[5],由于燃烧室的直径已作为设计参数给出,从而可确定出火焰筒的径向尺寸.火焰筒的容热强度一般为1200～6500kJ/(m3・h・Pa)[6],通过适当选取火焰筒容热强度的数值并考虑和发动机的装配关系,可确定出火焰筒的轴向尺寸.为了防止火焰筒过热和烧蚀,必须采取一定17航 空 动 力 学 报第24卷的冷却措施.燃烧室共设置了3道冷却气膜,分别在火焰筒的头部、中部和尾部,全部采用总压进气的波纹环引气方式,从而对火焰筒进行保护.图2 火焰筒Fig.2 Flametube1.2.2 蒸发管和燃油喷嘴 蒸发管的结构形式通常可分为L 型和T 型两种,为了获得良好的头部匹配,目前对环形燃烧室有从L 型逐渐向T 型发展的趋势.根据布局安装的方法,可分为头部安装和火焰筒外筒腰部沿径向安装两种.头部安装的优点是蒸发管较短,结构紧凑,不占用径向尺寸.由于所研制的发动机对径向尺寸和重量均有严格的限制,因此在设计中采用了头部安装的T 型蒸发管.5个沿周向均布的T 型蒸发管依靠锁紧螺母与火焰筒头部联接在一起,每个蒸发管的安装座上有两个对称分布的固定销,对蒸发管进行周向定位.蒸发管采用不锈钢(1Cr18Ni9Ti )管材拼焊而成.燃油喷嘴采用多头直射式喷嘴,在输油圈上共焊有5个与蒸发管相匹配的喷油嘴,每个喷油嘴上分别带有3个内径为0.5mm 的喷油针,3个喷油针互成60o 角均匀分布,以保证喷入蒸发管内的燃油散布均匀.1.2.3 火药点火器 为了满足所研制的发动机对燃烧室重量和径向尺寸的严格要求,专门为该发动机的燃烧室研制出了一次性使用的火药点火器,如图3所示.火药点火器通过24伏直流点火电源引爆发火,具有结构简单、体积小、质量轻、点火可靠、点火能量大及更换方便的特点,其平均发火时间不低于8秒,火焰长度不小于50mm.通过控制装药种类、数量及装药压力,可对点火器的点火能量、火焰长度及发火时间进行调整.点火器装在点火器盒内,点火器盒同时还起着火焰筒轴向和周向的定位作用.图3 火药点火器Fig.3 Gunpowder ignitor1.2.4 燃烧室内外壳体 燃烧室内外壳体均采用结构钢(30CrMnSiA )机械加工而成.外壳体的前安装边与扩压器机匣的后安装边相联接,其后端与涡轮导向器机匣和尾喷管的安装边相联接.内壳体的前后端分别为前后轴承的轴承座,其前端与扩压器机匣的锥形支板相联接,后端与涡轮导向器机匣内支板的内孔相配合,见图1.2 燃烧室流量分配及流程参数计算 燃烧室的理论设计只能是初步的、近似的,其工作过程的性能指标能否达到设计要求,最终还需要通过燃烧室的性能调试试验来完成.但在总体结构设计的基础上通过一定的气动热力计算,并借此确定出火焰筒进气孔的尺寸和分布,可以有效地减少其性能调试试验的次数,缩短试验周期,节约试验成本,并可大大提高设计的成功率.根据燃烧室的总体结构和火焰筒的进气情况,在燃烧室中选取8个计算截面作为计算模型,从121截面到828截面依次为蒸发管出口、头部气膜孔、头部孔、主燃孔、补燃孔、中间气膜孔、掺混孔及尾部气膜孔,如图4所示.图4 计算模型示意图Fig.4 Sketch of calculation model27 第1期黎 明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究表2 流量分配及流程参数计算结果T able2 C alculation result of flow distribution and parameters截面序号余气系数各排孔流量/(kg/s)各排孔叠加流量/(kg/s)各截面流速/(m/s)各截面总温/K各截面总压/MPa10.2690.0650.065 5.321413.20.399 20.3770.0260.091 6.361413.20.399 30.5960.0520.1438.831413.20.3994 1.3220.1760.31929.872145.70.3945 1.6830.0870.40632.431897.30.3896 1.9440.0750.48133.371814.10.3897 3.5610.3780.85946.371151.70.3888 3.9350.0810.940114.291130.30.388 借助一套适用于工程设计的自编程序,采用流阻法和一元流法对燃烧室的流量分配和流程参数进行计算.首先用流阻法初步确定流过火焰筒各排射流孔的流量,以其结果作为一元流法计算的初值,然后利用一元流法依次计算火焰筒各截面的相关参数,并对最后计算出的叠加流量进行校核.如果所计算的各排孔流量的总和与燃烧室的进口流量之差达不到精度要求,则应对火焰筒头部各排孔的流量进行调整,然后根据重新分配的流量关系,重复上述计算过程直到满足精度要求为止,计算结果如表2所示.从表2可见,各截面的余气系数、各排射流孔的流量百分数及火焰筒内的温度分布和压力损失均处于合理范围内,符合统计资料的要求.3 燃烧室性能试验 由于燃烧过程的复杂性,目前燃烧室的性能设计还只能依靠在整机和部件试验的基础上,采取半理论和半经验的方法进行.燃烧室性能调试试验的目的就是要在保证燃烧室的设计方案不变和燃烧室总体结构尺寸也不发生大的改动前提下,以检验其性能指标是否满足设计要求.以一台罗茨风机作为气源,在燃烧室进口压力为0.12M Pa、进口温度为484K、进口流量为0.28kg/s、出口温度为815～1162K的条件下,对燃烧室进行了燃烧效率特性和出口温度场均匀度试验,实验系统如图5所示.根据蒸发管燃烧室的特点,试验中采用了进口速度、余气系数、进出口温度相等的条件来模拟燃烧室的设计工作状态.为了尽可能真实模拟燃烧室的性能,试验器的火焰筒、蒸发管、喷嘴组件、点火器及内流道的结构均与燃烧室的相同.由于是地面台架试验,因此试验器外壳和进口段的尺寸允许与燃烧室的稍有差别,见图6.由于结构上的限制,燃烧室出口温度场的测量截面选在涡轮通道后进行,测量截面距燃烧室出口75mm,采取四点周向均布并按图5 实验系统示意图Fig.5 Sketch of experiment system37航 空 动 力 学 报第24卷等环面规律测量温度场,每支温度耙设4个测点.虽然测量截面相当于无涡轮焓降的涡轮出口截面,但根据以往的试验经验,对燃烧室出口温度场的影响不大,试验结果如图7和图8所示.图6 台架状态的试验器Fig.6 Test apparatus onplatform图7 燃烧效率特性Fig.7 Characteristic of combustionefficiency图8 温度场均匀度Fig.8 Evenness of temperature field由图7可以看出,在试验范围内,燃烧效率曲线几乎成为一条直线,这完全符合蒸发管环形燃烧室的工作特点,即在一定的余气系数范围内,燃烧效率较高,几乎不随余气系数变化.图8反映出燃烧室良好的出口温度场均匀度,温度系数(O T 2DF )低于20%,说明火焰筒内气流组织合理,燃烧均匀,火焰较短.4 结 论 通过对一台微型涡喷发动机燃烧室的设计研究,本文可以得出以下结论:1)燃烧室的总体结构方案是正确的,燃烧室的流量分配及火焰筒的开孔规律也是合理的;2)一定的性能试验结果表明,蒸发管直流环形燃烧室和火药点火器用于微型涡喷发动机是完全可行的;3)燃烧室的各项性能要求之间往往是有矛盾的,需要根据发动机的用途,燃烧室的工作特点和性能要求,统筹兼顾,综合考虑.由于阶段性研究工作比较有限并受气源条件的限制,只能选做一些模化试验,而燃烧室的性能最终还需要经过全工况试验和整机试验的检验.参考文献:[1] 郑涛.弹用涡喷、涡扇发动机发展概况[J ].推进技术,1995,16(1):729.ZH EN G Tao.An introduction to development of turbojetand t urbofan engines for missiles [J ].Journal of Propul 2sion Technology ,1995,16(1):729.(in Chinese )[2] 田宝林.世界无人机和巡航导弹用发动机发展概况[J ].航空发动机,2003,29(4):51254.TIAN Baolin.A survey of t he development of engine for t he unmanned aircraft and t he cruise missile in t he world [J ].Aeroengine ,1995,29(4):51254.(in Chinese )[3] 黄治国,单鹏,王延荣.微型涡喷发动机结构设计研究[J ].北京航空航天大学学报,2004,30(3):2062209.HUAN G Zhiguo ,SHAN Peng ,WAN G Yanrong.Struc 2tural design study of a micro 2turbojet engine [J ].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,2004,30(3):2062209.(in Chinese )[4] 侯晓春.高性能航空燃气轮机燃烧技术[M ].北京:国防工业出版社,2002.[5] 焦树建.燃气轮机燃烧室[M ].北京:机械工业出版社,1988.[6] 彭泽琰.航空燃气轮机原理[M ].北京:国防工业出版社,2000.47。
某型号涡喷发动机滑油系统设计
某型号涡喷发动机滑油系统设计
黎林林;谢光华
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2001(22)6
【摘要】详细介绍了某型号弹用涡喷发动机滑油系统。
对滑油系统各部件设计过程中遇到的主要问题以及主要设计参数的确定等进行了详细阐述 ,并分析了滑油系统的油量平衡和高空性能等易忽视的问题。
【总页数】3页(P493-495)
【关键词】涡轮喷气发动机;润滑系统;发动机控制;系统设计;弹用发动机
【作者】黎林林;谢光华
【作者单位】航天机电集团公司31所
【正文语种】中文
【中图分类】TJ760.33
【相关文献】
1.某小型涡喷发动机滑油渗漏问题研究 [J], 万俊丹;何遗非
2.微型涡喷发动机喷油环优化设计 [J], 谭锟;王云;张飞;张洋洋;李俊杰
3.涡喷发动机滑油系统故障分析 [J], 牛慕绮;李昕;李鹏鹏
4.弹用涡喷发动机润滑油系统动密封结构研究 [J], 刘艳梅;李东;刘振德;王黎钦;古乐;齐毓霖
5.涡喷发动机气路滑油泄漏故障在线监测研究 [J], 刘鹏鹏;左洪福;孙见忠;付宇;蔡景
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微型涡喷发动机试验研究
几个 步骤之 后， 发 动 机 经 过 了 完整 的启动， 接 下 来 可 以控
制 进 油 量 的 大
鐾滑座 铮馨轴盘承 鹰
小 调 整 发 动 机 的不 同工作状态 。
通 过对发 动机 进行 慢车 试验 发现 启动 油 】 巡航 导弹、无人机 等，作 为其动 力推进装 ４ 微 型涡 喷 发 动 机 起 动 加 速特 性试 验 泵时 由于气体残 留的缘故 ，燃油推迟几秒钟才 研 究 除此 之外，微型涡喷发动机 在气 象监测 、 能 点燃 ；在然后 点燃 的瞬 时，由于残 留燃气和 预警等重要领域也有广泛 的前景。近些年 燃 油 同时 燃 烧 ，产 生 大 量 热 量 ，可 能发 生 “ 喷 ． １发 动 机 的启 动 随着新 技术应用，微 型涡喷发动机 的发展 ４ 火 ”现象 ；在进行试验 的过程 中，需要对供 油 入了新的阶段，为了保证其 可靠性 必须要 量进行精确调控 ，供油量太大或太小都将导致 发 动机 的启 动分 为三个 步骤 ，首先 转子 ； 进行试验研 究。 发动机能启动 。 欲转 ，通入 空气和燃气 的混合气体 ，转速不 能
为 了对 发动 机进 行试验 研 究，首先 需要
一
４２ 点 火 试 验 研 究
．
参考文献
［ １ 】黄 国 平 ，温 泉 ，李 博 ． 微 型 涡 喷 发 动 机 顶 层 设 计研 究 … ． 航 空动 力 学
报， ２ ０ ０ ４ ， １ ８（ ６ ） ： ８ ３ ２ － ８ ３ ８ ．
个合适 的试验 台，根据微型涡喷发动机
点火试验 是 发动机 进行 后续试 验 的必要 前提 ，为确保 点火过程顺利进行 需要在确定 的 时 间向燃烧室注入燃料混合气体 ，为 了验证这 过程能否顺利进行 ，进行如下步骤 ：１ ． 打开
涡喷涡扇发动机控制系统建模与仿真实验报告
姓名：学号：班级：时间成绩：一“涡喷发动机控制系统建模与仿真实验”实验报告1 地面试车实验海平面温度：高度： 0Km2 空中试车实验弹道： 1 海平面温度： 0度高度： 9Km 马赫数：转级状态： 95%二“涡扇发动机控制系统建模与仿真实验”实验报告三 思考题答卷（在此请回答思考题）1) 该涡喷发动机控制系统建模仿真实验台建立的是何种发动机数学模型该发动机是一种小型、单轴不加力、各几何参数不可调的涡轮喷气式发动机。
2) 发动机稳态模型和动态模型的区别是什么发动机工作状态有哪些稳态模型：定常；动态模型：非定常状态： 最大 m ax n =5015022000+- 转/分额定： ±转/分80%： ±转/分慢车：±转/分3) 试写出涡喷发动机稳态模型计算中的共同工作方程const =4) 发动机动态模型中微分方程常用的数值解法有哪些各自优缺点是什么常微分方程解法有欧拉法、改进欧拉法和龙格－库塔法。
欧拉法简单，计算速度快，但精度不高。
龙格－库塔法精度高，但算法复杂，计算时间长。
改进欧拉法是一种折中方案。
5) 阐述牛顿－拉夫逊方法解非线性方程组的原理。
定义残量(1,2,3)i z i =如下：1T m C z P P η=-233z =-⎝⎭⎝⎭计算特性图355z A A =-计算收敛条件(1,2,3)i z i ε≤=。
若用向量X 表示3个试取值123(,,)T X x x x =用向量Z 表示3个残量，即123(,,)T Z z z z =显然残量Z 是试取值向量X 的函数()Z F X =这是多元非线性方程组。
确定共同工作点，就是求解方程组()0F X =6) 涡喷发动机稳态工作时采用何种控制计划外界干扰主要指的是什么当飞行条件变化时，为什么能够保证发动机转速不变 闭环负反馈调节；马赫数，飞行高度，气流偏角，等7) 试车中超调量、调节时间和调节精度是如何定义的。