供参考专业名词：

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1、供参考专业名词：瞬时增稳即瞬时增大(扩大)稳定工作范围某型带加力混合排气涡扇发动机anaugmentedturbofanengine发动机总体各部件匹配技术enginecomponentsmatchingtechnology导流叶片guidevanes喘振surge退卩蛊surgeelimination单位推力specificthrust耗汕率thespecificfuelconsumption加丿J燃烧室afterburner切油速率thefuelcutoffrate正文：将发展的发动机压缩系统的逐级单元控制体模型(standbycellcontrolvolume

2、model)应用于某型带加力混合排气涡扇发动机(turbofanengine),并将其与发动机总体各部件匹配技术相结合，利用MacCormack显式两步差分格式及特征线法数值模拟了在扰动情况下调节风扇(fan)进口导流叶片前后的瞬时增稳过程以及系统的退喘能力，并研究了叶片调节对发动机性能的影响。计算结果表明：数值模型满足工程定性分析的要求，采川的数值算法是有效的；证明调节风扇进口导流叶片是扩大发动机稳定工作范围的有效手段，正向调节风扇进口导流叶片后，发动机单位推力下降，耗油率增大；通过提高加力燃烧室的切油(即减小供油量)速率可以使进入喘振工作状态的风扇更快速地退出喘

3、振。1.随着现代飞机(尤其是军川战斗机)使川要求的不断提高，诸如要求战斗机做出高难度超机动动作，致使发动机的进口条件更加恶劣，这将严重影响发动机压缩系统的稳定工作能力。而现代飞机/发动机系统的工作适应性技术指标要求将町靠确定飞机超机动飞行姿态K评定发动机稳定性作为一项非常'重要的要索，因此为保证发动机在这些恶劣条件卜能够稳定可靠的工作，就必须要求发动机具有有效的瞬时增稳及防喘系统门〜沐为了研制切实可行的防喘系统，同时降低试验费川，以实验结果为基础的发动机瞬时增稳分析模型及相应的预测方法⑷的建立就显得非常必要。2.本文采用的是逐级单元控制体模型，如图【3.1】【3.2

4、］分别示出典型的发动机压气机总体控制体及相应的单元控制体。压缩系统物理模型的流量、动量、能量平衡方程为：三个控制方程(3.3)(3.7)(3.9)是一组双11线型偏微分方程(hyperbolicpartialdifferentiationequation),本文采用MacCormack显式两步差分格式(explicittwo-stepdifferenceschemes)來求解控制方程。MacCormack显式两步差分格式也叫预测一校正格式，具有时间，空间二级精度。控制方程的MacCormack显式两步差分格式依次为：轴流压缩系统的数值计算是一个初、边值问题。在进、出

5、口要采用特征线法(characteristiclinemethod)来求进出口边界，并H.在两个边界上盂要给出边界条件，内点的计算采用MacCormack显式两步养分格式。当压缩系统未出现倒流时，采用进II特征线法求解进II边值，出口特征线法求解出口边值；当压缩系统倒流时，可采用出口特征线法求解进口边界,而采用假想零长度等爛收敛喷嘴的方法来求解出口边界为临界或超临界的情况“叫该数值模拟技术的可行性在文献【】中已经得到验证。木文则将发动机动态响应的单元控制体模型技术应用于某型带加力混合排气涡扇发动札物理计算模型的单元控制体的划分及其计算站的说明见图1所示。单元控制体的

6、划分原则是，对于风扇和肓丿七丿七气机(hiph-pressuwcompressor),单元控制体的大小为风扇或压气机的一级，即由一排转了叶片和一排静了叶片组成，而进口管道、燃烧室、外涵通道和出口部分单元控制体的划分，则按其最大长度不人于风扇或压气机最大单元控制体长度的原则来进行。根据数值计算格式稳定性判断准则，即CFL稳定条件，本文中的瞬时增稳模拟计算所取的时间步长为：(取整)在模拟计算过程屮应丿IJ的发动机低压压气机系统喘振诱导技术为：利丿IJ收小尾喷管出口面积AF來诱导风扇进入不稳定工作状态：XXXXX其中h分别为时间和时间步长，D4F为尾喷管出口而积AF的时间

7、变化率。在压缩系统开始进入不稳定工作区域吋,通过燃烧室切油的方式使压气机退出不稳定工况，切油属于彼动扩大发动机稳定工作范围的扭施。通过加力燃烧室切油町使风扇退喘：XXXXX其中WFBAF为加力燃烧室燃汕流最，DWAF为加力燃烧室燃汕流量的时间变化率。在低压压气机进入不稳定工作之前，木文通过调节风扇进口导流叶片的方法来扩人发动机的稳定工作范围，这种调节属于主动增稳措施。3.対于混合排气的涡扇发动机而言,尾喷管(nozzle)和加力燃烧室(afterburner)的工作稳定性将通过外涵道直接影响低压风扇的工作稳定性，进而影响整个压缩系统的稳定性。因此,本文通过收小尾