冲压空气涡轮（精选三篇）
冲压空气涡轮 篇1
冲压空气进口调节板 (折流门) 、阻流板、冲压空气出口格栅和他们的机械操纵机构、冲压空气作动筒、冲压空气进口调节板的钢索系统、冲压空气控制器 (位于空调仓内) 、冲压空气温度传感器 (位于压气机出口的管道上) 。空气循环系统中的部件包括:涡轮风扇、涡轮风扇活门和相应的来驱动涡轮风扇的加压引气管道。
1. 冲压空气控制器
位于空调仓内。它在飞机位于空中, 同时襟翼位于全收上位的时候, 根据冲压空气温度传感器自动的控制作动筒的位置。
2. 冲压空气温度传感器
冲压空气传感器安装在空调舱内。它被安装在连接空气循环机的压气机到副热交换器的管道内。
冲压空气传感器是一个热敏电阻元件。当空气温度变化时, 温度传感元件的电阻改变。
在控制电桥电路中, 冲压空气温度控制器使用温度传感器的电阻。当温度高于或低于230℉ (110℃) 时, 控制器不断地改变冲压空气进气调节板的位置。当温度接近230℉ (110℃) 时, 控制器不发出控制信号。
3. 冲压空气管道分为两个部分
冲压空气进气管道, 冲压空气排气管道。
冲压空气进气管在空调舱的外面, 向前延伸到机翼与机身连接处的整流罩里的冲压空气进口。冲压空气排气管在空调舱的后部。你可以从空调舱接近排气管冲压空气进气管使冷却空气从冲压空气进口流入热交换器, 冲压空气排气管使气流从热交换器排出机外。
4. 冲压空气进气门组件
冲压空气进气组件控制气流进入冲压空气系统用于热交换器的冷却。冲压空气进气调节板和轴组件调整进入冲压空气系统的空气量。冲压空气进气作动筒提供移动功能。
冲压空气进气作动筒移动调节板, 作动筒臂的线性移动通过一个连接臂将移动传到调节板的轴组件。这个轴转动连接臂抬起或降低两块调节板。后板有滚轮, 当两块调节板向上或向下移动时, 使得滚轮前后移动。调节板和冲压空气进气导流门是机械连接的。
二、冲压空气作动筒介绍
它可以停留全部收回和全部伸出中间的任何位置。它用来调节冲压空气进口折流门, 出口格栅和阻流门的开度。冲压空气作动筒受到冲压空气控制器的控制。而冲压空气控制器接受冲压温度传感器, 空地位置传感器和襟翼位置传感器的控制。所以冲压空气作动筒的控制是自动的, 依赖于飞机是否在地面, 飞行中襟翼是否伸出和飞行中襟翼是否完全收上。
三、工作原理及故障分析
在地面, 冲压空气折流门全开, 涡轮风扇工作;在空中, 起飞阶段, 冲压门全开灯亮, 涡轮风扇在开位起飞直到巡航阶段运动到关闭位;飞机在巡航时襟翼收上, 冲压空气控制器从冲压空气控制温度传感器认读温度信号, 根据冲压空气控制温度传感器的温度来控制作动筒在3~4位置间自动调节, 冲压门全开灯熄灭, 涡轮风扇关闭;在降落阶段, 襟翼放下, 作动筒在位置3冲压门全开灯亮, 涡轮风扇工作;飞机着地以后, 冲压空气折流门全开, 涡轮风扇开始工作。可见从整个飞行过程我们可以看出在地面, 起飞, 降落, 和巡航时襟翼放下的情况下冲压门全开灯亮时正常的;如果在巡航时襟翼完全收上是长时间亮起, 就说明冲压空气系统出现了问题。
根据AMM手册和维护经验造成冲压门全开故障的主要原因有:
1. 冲压空气管道内有异物或者热交换器太脏
2. 冲压空气温度传感器故障
3. 冲压空气作动筒
4. 冲压空气控制器
5. 涡轮风扇故障
6. ACAU故障
7. 线路故障
四、地面对冲压空气系统进行测试
1. 提供引气, 将P5板左右空调组件电门放在OFF位, 隔离活门放在OPEN位。
2.在空调舱内, 从管道限制电门上脱开空调组件活门上的D486 (左侧) 和D490 (右侧) 电插头, 该电门位于组件活门的位置指示器的旁边。
3.此时冲压门全开灯应该是亮的, 检查冲压空气系统进口折流门, 出口格栅和阻流门, 确保都处于全开位。确保涡轮风扇活门打开, 涡轮风扇工作。
4.将襟翼放下一定角度 (1度就可以, 只要不是在全部收上位) , 拔掉P6板上的“AIR/GND RELAY<S”跳开关, 确保阻流门运动到全部关闭位, 进口折流门门和出口格栅仍然处于打开位置, 冲压门全开灯仍然保持燃亮。
5.完全收回襟翼。确保足左右的冲压空气进口折流门和出口格栅关闭, 两侧的涡轮风扇停止工作, P5板上的冲压门全开灯灭。
在以上步骤测试的时候如果那步通不过就要寻找相关部件的故障, 经过多次测试没有问题就要考虑是不是因为管道里有异物或者是热交换器较脏引起的散热不好。
五、冲压空气230°F温度传感器测量法 (位于压气机出口的管道上) 的测试
1. 打开空调舱盖板
2. 拔掉P6板上的6E1, AIR COND RAM MOD RIGHT和6E2, AIR COND RAM MOD LEFT跳开关
3. 从温度控制器 (在冲压空气作动筒附近) 上脱开D970 (左侧) 或D972 (右侧)
4. 测量冲压空气温度传感器周围的温度, 记录下温度值
5. 测量电插头D970 (D972) 上插针6和7之间的阻值, 记录下来
6. 在下表中找到于温度对应的阻值, 和记录的组件进行比较。如果超出表中的范围就要更换相应的温度传感器。
六、故障举例进行分析
9月1号某飞机出现了全程左侧冲压门全开灯亮, 地面模拟空中测试正常。
9月2号故障依旧, 左右互串了冲压空气传感器和另一架飞机互串了冲压门控制器。地面测试正常。
9月3号, 当天机组没有反应, 防止故障再次出现进行了进一步的检查和测试。最后发现左侧冲压进气折流门铰链有部分断裂, 铰链轴活动不畅, 导致折流门开关时挤压封严胶皮, 地面观察现象为冲压门开关有阻力, 9月4号更换了铰链后故障排除。
在这几天中, 地面测试都是正常没有问题的, 就可以排除是由于冲压系统电器控制方面的故障, 只能在机械作动方面找原因, 是否是折流门开度不到位, 出口格栅开度太少, 或者是传动钢索卡滞造成的。最后通过多次详细检查发现是由于进气折流门铰链有部分断裂引起的开关活动不顺畅, 挤压上下胶皮造成的, 巡航时就有可能卡滞在全开位。
涡轮/冲压组合发动机性能分析工具 篇2
着眼于建立一套性能分析工具,可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析.为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求,所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念.该工具采用一维气动热力分析技术,使用了经试验验证的各部件特性,同时考虑了气体的变比热性质.通过采用面向对象的程序设计方法,该工具提供了一个性能仿真平台,可供涡扇工作模式,冲压工作模式,涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析,非设计点性能分析,控制规律研究等.借助于该工具,涡扇模式及冲压模式的`热力循环分析结果表明,回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素;高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能.
作 者：陈敏 朱之丽 朱大明 张津 唐海龙 CHEN Min ZHU Zhi-li ZHU Da-ming ZHANG Jin TANG Hai-long 作者单位：北京航空航天大学,能源与动力工程学院,北京,100083刊 名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS年，卷(期)：200627(5)分类号：V231关键词：高超声速 组合动力 性能仿真 涡扇发动机 冲压发动机 变循环 Combined cycle engine Hypersonic Turbofan Ramjet
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吊舱发电用涵道式冲压涡轮优化设计 篇3
关键词： 涵道式冲压涡轮； 气动优化； Kriging模型； 试验设计； 吊舱发电
中图分类号： V231.3 文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）05-0061-05
Abstract： The ram air turbine is the power component of the pod power supply system （PPSS）， so its performance affects the PPSS efficiency directly. The elevenparametermethod is used to model the twodimensional blade profile of ram turbine， and the threedimensional molding is done to form ram turbine by trailing edge stacking. Using Fluent to analyze the flow field of the turbine， in condition that the mass flow rate and output power are not decreased， taking loss coefficient of turbine as target function， the blades of nozzles and rotors and the aerodynamic configuration of the rotors are optimized based on design of experiments（DOE） and Kriging model. The research results show that the optimization design based on DOE and Kriging model can get good optimization results with less numbers of experiments. The adiabatic efficiency of turbine increases by 1.02% and the output power increases by 1.8% after optimization.
Key words： ducted ram air turbine； aerodynamic optimization； Kriging model； DOE； pod power
0引言
在现代电子对抗中， 电子吊舱的运用非常广泛。 随着电子吊舱耗能的增加， 供电的重要性日益突显， 吊舱自主发电系统是解决这一难题的有效手段。 吊舱自主发电系统分为桨叶式冲压涡轮和涵道式冲压涡轮， 桨叶式冲压涡轮效率低、 发电功率小， 已不能适应如今的电子对抗的需求。 涵道式冲压涡轮以轴流式叶轮机械作为其设计理论， 效率高、 发电功率大， 美国海军已将其纳入“下一代电子对抗机”（NGJ）计划之中[1]，不少研究者针对该计划提出了不同的解决方案[2-4]。
对于涵道式冲压涡轮发电系统， 国内外研究人员针对不同方向进行了不同程度的研究[5-7]。 Ghetzler等[5]提出了一种低阻涵道式冲压涡轮发电系统， 发电功率大、 阻力小， 但由于进气口设置在吊舱前端， 会对雷达信号造成干扰； Robinson等[3]将进气口设在吊舱中段， 并通过控制出口活门开度来控制涡轮出口背压， 进而控制涡轮的转速及运行状态； 王建平等[6]运用数值模拟对涵道式和桨叶式冲压涡轮进行了对比研究， 指出涵道式冲压涡轮效率远高于桨叶式冲压涡轮， 但并没有设计出性能优良的涵道式冲压涡轮； 汪涛等[7]利用数值模拟对飞行包线内涵道式冲压涡轮的性能进行了计算， 探究涡轮效率及功率随飞行表速及飞行高度的变化规律， 指出在高空低飞行速度时涡轮输出功率最低。
国外研究成果相对保密， 国内停留于定性研究， 而未对设计方法提出可行的指导。 本文旨在对此问题进行探究， 利用数值计算结合Kriging近似模型对涵道式冲压涡轮进行气动优化设计。
1Kriging近似模型
1.1Kriging模型简介
Kriging模型最早是由南非矿业工程师D.G.Krige提出并应用于地质统计学中的， 是一种基于统计理论的插值模型。 通过建立输入/输出之间的近似函数关系， 来代替耗时巨大的数值模拟， 现在多用于确定性问题（一个输入只有一个输出）的优化中。
式中： fmin为所有样本点的最小目标函数值； y～为x点处的Kriging模型预测值； s为Kriging模型预测均方根误差RMSE， s=s2。 Φ和分别为标准正态分布函数和正态分布密度函数。 式中的第一项把当前最小目标函数值与预测值的差乘以预测值的提高概率， 当预测值小于当前最小目标函数值时， 第一项会变得较大； 第二项是预测标准差与正态密度函数的积， 当预测精度较低及预测值与当前最小目标函数接近时， 第二项值较大。 所以当某点处的预测值小于当前最小值或该点处的预测精度较低时， EI函数值也会比较大。 EI策略同时考虑了Kriging模型的预测值与预测精度（预测标准差）， 具备很强的自适应性和鲁棒性。 因此， 将EI最大处的样本点作为新的样本点加入样本集中可以有效改善模型的预测精度。
2冲压涡轮气动优化
涡轮气动设计经历了一维经验和二维半经验设计体系、 准三维设计体系、 三维设计体系直到现如今的气动优化设计体系。 气动优化设计开始于一维热力计算， 结束于气动优化迭代， 主要涉及叶片造型方法、 优化参数、 气动分析方法及优化策略等的选取， 良好的优化策略组合可以用最少的试验次数达到最佳的优化效果。 各国研究者针对不同的造型方法及优化策略对涡轮叶片的气动优化进行了一系列的研究[10-12]。 本文基于气动优化设计的通用原则， 结合涵道式冲压涡轮自身特点， 选取11参数法[13]进行涡轮叶片叶根、 叶中、 叶尖三截面二维叶型成型， 利用积叠线进行后缘积叠生成三维叶片， 如图1所示。 通过正交试验对优化参数进行选取， 最后利用Kriging模型寻找最优参数使得涡轮绝热效率最大。
2.1试验设计
在进行优化参数选取时， 需要判定各个参数对目标函数的影响水平， 以便用最少的参数达到最佳的优化效果。 正交试验具有“均匀分散， 整齐可比”的特点， 对每个因素和每个水平同等对待， 便于分析处理， 因此本文采用正交试验进行优化参数的选取。
在构建Kriging模型之前， 需要在设计空间内生成一定数量的样本点。 为了有整齐可比性， 对任意两个因素必须是全面试验， 每个因素的各水平必须有重复。 这样不能做到充分“均匀分散”， 且试验的数目必须比较多。 而均匀设计不考虑整齐可比性， 单纯从均匀性出发， 更具代表性。 本文采用均匀设计选取初始样本点。
2.2基于Kriging模型的优化策略
利用Lophaven等[14]开发的DACE-A Matlab Kriging Toolbox求解Kriging模型相关参数， 能够减小模型对初始样本点选择的依赖。 同时将EI方法和最优化算法得到的最优点加入原有样本集， 对Kriging模型进行更新改进， 加快模型收敛速度[15]， 优化流程如图2所示。
2.3涵道式冲压涡轮叶片数优化
为验证优化策略的可行性与有效性， 对设计的冲压涡轮叶片数进行优化， 利用ANSYS ICEM进行网格划分， 采取H型网格， 控制Y+≈1， 经网格无关性验证， 总网格数54万， 网格如图3所示。 利用ANSYS Fluent对冲压涡轮进行流场计算， 湍流模型选取S-A模型， 静子转子交界面处理采用混合面模型， 对静子出口参数作周向平均提供给图3冲压涡轮网格
转子入口。
原始冲压涡轮在设计工况下的试验参数如表1所示， 原始冲压涡轮叶片数及优化区间如表2所示。
3结论
（1） 采取的优化策略能以尽量少的试验次数获得良好的优化效果， 其可行性与有效性通过对冲压涡轮进行气动优化得到了验证；
（2） 设计的冲压涡轮能在设计工况下以92%的效率输出18 kW的能量， 为冲压涡轮的气动设计提供了可借鉴的措施；
（3） 在进行冲压涡轮气动优化设计时， 未考虑涵道引气对涡轮入口气流分布的影响， 在今后的研究中， 要进一步对吊舱-进气道-冲压涡轮系统进行整体分析。
参考文献：
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