民航大涵道比涡扇发动机稳态模型建模及其修正技术研究

发布时间：2020-05-22 04:48

【摘要】：控制系统作为发动机的“大脑”,在进行研究大涵道比涡扇发动机技术时显得尤为关键,它直接决定着发动机是否能够安全高效地运行。对发动机控制系统进行研究,必须以良好的数学模型为基础,模型越完善,发动机控制系统的精确度越好,可供挖掘的控制系统潜力越大。控制系统的优良与否直接关系着航空发动机的安全性能和整机安全。本文以CFM56-7B大涵道比涡扇发动机为研究对象,建立系列仿真模型并进行试验研究,主要研究内容如下:基于民航大涵道比涡扇发动机CFM56-7B,利用VC++建立了定比热设计点计算模型、变比热设计点计算模型,并在该框架下进行设计点性能计算。基于Gasturb软件仿真平台进行设计点基准性能计算,并以此对两种计算方法展开对比分析确定其精确度,结果表明变比热计算方法的更适合建模,除个别参数误差较大外,大部分参数误差保持在±2%以内,效果较良好,建立的模型可行且可靠。基于变比热模型对GE90-85B发动机进行了模型通用性分析,达到了一定的效果。基于民航大涵道比涡扇发动机CFM56-7B,利用VC++建立了发动机单气体流路计算模型和发动机稳态计算模型。研究了稳态模型求解方法与初猜值的求取,模型能良好进行计算收敛。稳态模型使用了部件特性法,并将归一化方法运用到模型中。稳态模型计算结果与模型设计值进行对比,误差范围在±0.2%以内,效果较好。采用稳态控制规律,保持n_L不变,通过降低模型的部件效率值得出发动机的敏感性分析结果,效果良好,与发动机性能相符,通过与CFMI提供的CFM56-7B发动机敏感性结果对比,达到比较满意的结果。针对CFM56-7B发动机稳态模型进行修正技术的研究,介绍并分析了ICM影响系数矩阵在模型中的应用,建立发动机修正模型,模型收敛计算结果良好。通过试取实验验证数据,当选择合适的初猜值输入时,待修正参数的结果更加倾向合理,进一步验证了修正模型的可行性。
【图文】：

表 2.1 CFM56-7B26 机型型号 推力 Kn 旁通比 压缩比 净重(Kg) 推重比 使用机型56-7B26 117 5.1 32.8 2,370 4.94 波音 737-700/80CFM56-7B 建模参数文基于大涵道比涡扇发动机 CFM56-7B26 进行研究建模，对发动机部件分，，内涵通道包括进气道、内涵风扇、增压级、高压压气机、燃烧室、高压轮和内涵喷管；外涵通道进气道、外涵风扇、外涵道、外涵喷管。根据发位，如图 2.1 给出了结构简图。

中国民用航空飞行学院硕士学位论文表 2.8 空气焓值计算模型系数b0b1-0.405671 0.24336328 -0.3290.11317630E+02 0.19075549 0.1275b3b40.47395140E-07 0.10126855E-09 -0.898-0.54651988E-07 0.89378182E-11
【学位授予单位】：中国民用航空飞行学院
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V235.13

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本文编号：2675469