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航空涡轮发动机的研究现状与展望航空领域是一个不断发展的领域，而航空涡轮发动机作为飞机的动力装置，也在不断地进行着研究和发展。
本文将对航空涡轮发动机的研究现状和展望进行论述。
一、航空涡轮发动机的研究现状1.1 传统燃气涡轮发动机传统燃气涡轮发动机是最常见的一种涡轮发动机，其工作原理是通过高速旋转的涡轮叶片驱动空气压缩机进行气压增加，在燃油的喷射下加热气体，并驱动涡轮以满足飞机的推力需求。
这种发动机的优点是可靠性高、推力大、效率较高，但也存在一些缺点，比如在起飞阶段需要消耗较大的燃料，这对环境和空气质量也会有一定的影响。
1.2 新型燃气涡轮发动机随着科技的不断发展，新型的燃气涡轮发动机也得到了广泛的研究。
其中比较有代表性的是涡扇发动机、超高涵道比涡轮发动机等。
涡扇发动机是一种大涵道比的发动机，因为它具有较强的气流特性，能够提高燃油效率，所以被广泛应用于商用飞机。
超高涵道比涡轮发动机的优势在于可以提高燃油效率，同时也可以减少噪音和振动，这种发动机的发展也在逐渐推动飞机的革新和进步。
1.3 喷气推进发动机除了燃气涡轮发动机，喷气推进发动机也是一种非常重要的涡轮发动机。
它的工作原理是通过喷射高速气流来提供飞机的推力。
喷气推进发动机相对于传统的燃气涡轮发动机，具有燃油效率高、噪音小、起飞阶段不消耗过多燃料等优点，在商用飞机和军用飞机中都有着广泛的应用。
二、航空涡轮发动机的展望2.1 新能源涡轮发动机的研究随着全球环境问题的日益严重，人们对于环保型涡轮发动机的研究和应用越来越关注。
纯电动飞机的出现为研究新能源涡轮发动机提供了重要的契机。
新型的新能源涡轮发动机可以使用氢气、天然气、甲醇、乙醇等可再生能源作为燃料，与此同时，它也具有减少二氧化碳排放、降低噪音污染等优势。
因此，新能源涡轮发动机在未来的研究中将会得到更多的重视。
2.2 数字化技术的应用数字化技术在现代飞机制造和运营中发挥着越来越重要的作用。
在涡轮发动机领域的应用中，数字化技术可以用于增强控制和监测系统的准确性和可靠性、提高航空发动机的性能和可持续性、实现更高效的设计和制造过程等。
这篇论文的目的是对普惠公司F135-PW-600燃气涡轮发动机进行评估，这种发动机已经在洛克西德马丁公司的单发超音速战斗机F35闪电II上安装和测试，尤其是在其短距起飞/垂直降落的F-35B 上。
这种变循环推进系统的创新之处在于以下方面，一部分是在巡航发动机上，这种发动机除了用于常规的向前直飞以外，在驾驶室后面还包含了一个升力风扇，它是用于短距起飞/垂直降落的。
因此，发动机的工作状态也因此而改变，把一部分喷气推力转化成轴功。
对于巡航飞行状态，升力风扇是断开的，发动机的工作状态变为只产生喷气推力，而不产生轴功。
发动机此时的工作状态和传统的混合排气的涡扇发动机相同。
评估结果依次用发动机的性能来展示。
我们已经对两个不同的设计点（一个是用于巡航状态另一个是用于垂直升力状态）的性能进行了测试，并且也对非设计点的性能进行了模拟。
更进一步地，我们试着将这种先进的动力装置和目前正在使用的发动机（F110）进行对比，来证实这种动力装置在技术上的进步。
总的来说，这种能产生垂直升力的装置——升力风扇的初步设计已经开始，设计是通过应用来自于短距起飞/垂直降落设计点的研究而得到的设计参数。
最后，由于离合器装置（连接巡航发动机和升力风扇）的可靠性在短距起飞/垂直降落的F135发动机中极为重要，我们已经分析了它的操作原理，也检查了很多能导致整个装置潜在失效的因素，并且提出了解决方案。
我对我的论文导师Pericles Pilidis的帮助和指导表示感谢，在一年的项目工作中给予我必要的鞭策；也对克兰菲尔德大学的推进及动力工程学院表示感谢，他们为我提供了所有的必需的工具，并且支持我完成这篇论文。
我也对我所有的111Combat Wing发动机维修部的同事们表示感谢，十年前，正是他们介绍我到燃气涡轮发动机这个迷人的世界里，自那时一来，这里就像我第二个家一样，我会永远分享他们的知识和友谊。
我还要对我的父母表示感谢，自从我小时候起，他们就一直启发我，指导我，给予我情感上的支持，这是一种榜样。
收稿日期：2020-09-04基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：郑华雷（1987），男，硕士，工程师，从事航空发动机总体性能设计工作；E-mail ：****************。
引用格式：郑华雷，蔡建兵，黄兴.基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析及应用[J].航空发动机，2023，49（1）：41-46.ZHENG Hualei ，CAI Ji⁃anbing ，HUANG Xing.Turboshaft thermodynamic cycle analysis based on multi-design point method[J].Aeroengine ，2023，49（1）：41-46.基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析郑华雷，蔡建兵，黄兴（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002）摘要：针对航空发动机设计中涉及多性能需求和多约束条件的热力循环分析问题，提出了多设计点热力循环分析方法。
详细介绍了多设计点热力循环分析方法的构建以及求解过程，用单设计点方法和多设计点方法对单转子燃气发生器带自由式动力涡轮的涡轴发动机进行热力循环分析，并分析了2种方法得到的设计域。
结果表明：在由传统单设计点方法所获得的设计域内的某些区域，由于性能需求和使用限制的矛盾而不可行，而在这部分不可行区域内，有可能包含性能最优的设计点，从而使最优设计点不可行；在多设计点方法分析中，采用了多个（或所有）有性能需求和使用限制的工作状态作为其设计点，可以在合适的工作状态选取正确的设计变量，从而使设计域内的每一设计点都满足所有工作状态的要求。
关键词：热力循环分析；单设计点方法；多设计点方法；性能需求；多约束条件；涡轴发动机中图分类号：V231.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.01.005Turboshaft Thermodynamic Cycle Analysis Based on Multi-Design Point MethodZHENG Hua-lei ，CAI Jian-bing ，HUANG Xing（AEEC Hunan Aviation Powerplant Research Institute ，Zhuzhou Hunan 412002，China ）Abstract ：A multi-design point method was developed to investigate the thermodynamic cycle analysis utilizing multiple performance requirements and multiple constraints in the aircraft engine design process.This paper illustrates the construction and solution process to perform on-design cycle analysis at more than one operating conditions.Cycle design spaces of a single rotor gas generator turbshaft engine with a free power turbine created by the two different design methods were examined.Analysis of the design space demonstrates that theconflict between technology limits and performance requirements at off design operating conditions makes some region of design space ，maybe contains the optimum candidate engine ，created by single design method infeasible ，in the meanwhile ，multi-design point method ，which incorporates multiple （all ）operating conditions where performance requirements and constrains are specified ，can set the design variables at the appropriate operating conditions while meeting the specified performance requirements and constraints for all operating con⁃ditions .Key words ：thermodynamic cycle analysis ；single design point method ；multi-design point method ；performance requirements ；technology limits;turboshaft航空发动机Aeroengine0引言燃气涡轮发动机热力循环分析用于确定发动机的几何尺寸和全包线内的性能，是发动机设计过程中极为重要的一环。
被美国定为下一代战机核心的变循环发动机，究竟是什么鬼？都说航空发动机是飞机的心脏，那咱们今天就顺着心脏这个思路来说道说道。
心脏真的是一个十分精巧的结构，尤其是其中的瓣膜结构，通过张开和闭合来控制血液在心脏中的流动，从而帮助心脏有力地驱动全身的血液。
心脏的瓣膜结构在航空发动机中，其实也有类似“瓣膜”的结构，有了它，就能够改变发动机的热力循环，从而获得不同的发动机性能，这样一来发动机的能力就更强大了。
话不多说，今天就跟小编一起来了解一下变循环发动机的强大吧。
变循环发动机什么是变循环发动机？变循环发动机（Variable CycleEngine，简称VCE），是指在一台发动机上，通过改变发动机的一些部件的几何形状、尺寸或者位置，来实现不同热力循环的燃气涡轮发动机。
变循环发动机目前主要的研究方向是在爬升、加速和超声速飞行时减小涵道比以增大推力，在起飞和亚声速飞行时增大涵道比以降低耗油率和噪声。
变循环发动机外观变循环发动机工作示意图变循环发动机的研发历史从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发动机的概念、方案及相关技术的研究验证。
例如，英国提出分排、混排涡扇和涡喷3种循环方式的选择放气式变循环发动机概念，法国SNECMA公司提出双压缩系统变循环发动机概念，日本牵头开展了变循环发动机“HYPR90-T”的技术研究与验证。
法国SNECMA公司双压缩系统变循环发动机设计图日本变循环发动机结构设想图而对变循环发动机研究时间最为持久、程度最为深入、取得较大成果的是以GE公司为代表的美国航空界。
早在1960年美国空军航空推进实验室就提出了变吸气压气机（CAPCOM）发动机方案；之后提出了第二代变循环发动机方案，即GE21双外涵变循环发动机方案，并在1975-1981年间进行了部件和整机试验验证。
GE21双外涵变循环发动机方案GE公司第三代变循环发动机是YF120发动机，该发动机是世界上第一种经飞行验证的变循环发动机，用作美国空军先进战术战斗机（ATF）的候选发动机；之后GE公司与Allison 公司合作研究了第4代变循环发动机——可控压比发动机（COPE），允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。
变循环航空发动机自适应控制技术研究由于变循环航空发动机的变几何流路特点,使其成为当前能够最大程度发挥气动热力循环部件性能的最具潜力的推进系统之一,其工作包线大以及工作模式多变的特点要求控制系统达到高精度多变量控制要求等。
为了深入掌握这一先进航空发动机控制系统关键技术,尤其推进先进控制理论在变循环航空发动机控制领域的应用,本文系统的研究了自适应控制方法及其在变循环航空发动机稳态多变量控制中的运用。
为此,针对变循环航空发动机多变量控制、建模不确定性以及外部随机干扰等问题开展了如下内容:1.变循环航空发动机非线性部件模型建模方法研究。
在部件法建模框架下,开展了变几何特性、外涵道稳态特性映射关系、可变几何部件性能计算方法等基础研究,进而基于功率平衡方程、能量平衡方程以及流量平衡方程等,通过提出的以发散系数为算法切换指标的粒子群与Broyden拟牛顿混合求解算法来解决发动机共同工作方程迭代求解过程中遇到的初值依赖和收敛效率问题等,最终建立了高精度的变循环航空发动机数学模型并与Gasturb仿真结果对比验证了稳态特性,进而对发动机性能进行了仿真分析。
2.变循环航空发动机控制系统方案研究。
总结了包括压气机喘振裕度、CDFS 喘振裕度、涡轮前温度以及燃油流量等限制范围,并确定了变循环航空发动机双外涵、单外涵所对应的最佳工作状态。
此外,分析了双涵道变循环航空发动机双涵工作模式的巡航控制规律,总结了加减速计划和模式切换计划等过渡态规律。
另外,基于小偏离泰勒展开的方法推导了变循环航空发动机线性空间控制模型,给出了飞行包线若干稳态设计点的线性空间控制模型求解结果并进行了仿真对比,为后续开展相关多变量控制方法奠定了模型数据基础。
3.建模不确定下模型参考自适应控制方法及变循环航空发动机应用研究。
针对存在建模不确定情况下的变循环航空发动机多变量自适应控制器设计问题,给出了一种伺服鲁棒LQR(RSLQR)基准最优律下的增广模型参考自适应跟踪补偿设计方法。
飞机涡扇发动机的建模与仿真研究随着航空工业的不断发展，涡扇发动机已经成为了现代飞机最常用的动力装置。
在不同飞行工况下，涡扇发动机的性能和特性都有所不同，因此开展相关的建模和仿真研究显得尤为重要。
本文将着重讨论飞机涡扇发动机的建模与仿真研究。
一、涡扇发动机的构成与特点涡扇发动机是由高压压气机、低压压气机、燃烧室、涡轮和推力增强器5个部分构成的。
其中高压压气机和低压压气机共同驱动大的涡轮，形成推力，而燃烧室则是将油气混合物燃烧后产生高温高压的气体，驱动涡轮并产生动力输出。
涡扇发动机的特点是节省燃料、具有高速度、较大推力和低噪音等优点。
二、涡扇发动机建模的理论基础涡扇发动机建模是在对发动机实现物理建模的基础上建构的一种数学模型。
涡扇发动机建模的主要理论基础包括控制工程、热力学和流体力学等。
其中，控制工程主要用于分析和控制模型中的运动状态，热力学主要用于分析和描述发动机燃气流动和能量转换特性，而流体力学则主要用于分析和描述发动机漩涡流动、冷却通道和涡轮叶片的流场特性等。
三、涡扇发动机建模的关键技术涡扇发动机建模的关键技术包括建立数学模型、选取仿真软件和分析仿真结果三个方面。
建立数学模型时，需要考虑到发动机各部分之间的相互作用关系，并选择适当的数学变量进行描述。
选取仿真软件时，需要考虑软件的功能和性能，同时也需要考虑成本和易用性等方面因素。
分析仿真结果时，需要对仿真结果进行分析、比较和总结，并提出相应的优化方案。
四、仿真实验的设计和实施为了更加准确地进行涡扇发动机的建模和仿真研究，需要进行一系列的仿真实验。
在实验设计和实施过程中，需要注意以下几点。
首先，需要选取适当的实验工况，包括不同推力和高度等。
其次，需要选取相似理论，将实验所涉及的参数归一化。
最后，在实施实验时，需要精确控制实验环境，包括温度、气压等。
五、涡扇发动机的建模与仿真研究的应用涡扇发动机的建模与仿真研究在现代航空工业中应用非常广泛。
其中，主要包括发动机设计、发动机性能评估和飞行控制等方面。
到底什么是变循环航空发动机？变循环航空发动机，是最近⼏年⾼频出现的⼀个词汇。
之所以被各军事强国所⾼度重视，就是因为这种发动机是和各⼤国正在全⼒攻关的第6代战机所配套的航发项⽬，正如说起5代战机必然有隐⾝性能⼀样，那么若6代机不具备变循环发动机，那么这种6代机也只能是⼀种伪6代。
传统的航空涡扇—涡轮发动机的热⼒循环特性是固定不变的，⼀种发动机只能在⼀种模式下⼯作，并且仅在有限的飞⾏包线范围内具有最好的性能。
这往往是现役航发的⼀个难以克服的死结。
⽐如某超级⼤国著名的F404—F414中等推⼒航空发动机，这种航发在海平⾯和6000⽶以下的中低空的推⼒很强劲，燃油效率也⾼，这是因为他的叶⽚和涡轮和外壳之间的密封性能基本做到了极致，⼏乎可以发挥每⼀克氧⽓的燃烧效率。
⽽这类发动机⼀旦到了万⽶以上的⾼空，在⾼空⾼速下出现准冲压燃烧状态，⾼度密封的涡轮⼏乎成了⼀个累赘。
发动机的推⼒会急剧下降。
因此装备这类发动机的战⽃机都尽量避免飞的太⾼。
还有⼀个与前⾯的例⼦⼏乎相反的典型，这就是著名的F22A的发动机F119。
这种先进⼤推⼒发动机为了追求⾼空超⾳速巡航性能，因此涵道⽐做的⾮常⼩，⼏乎和过去的涡喷发动机差不多。
因此在⾼空性能⾮常好。
⽽因为涵道⽐过低，其在低空的推⼒就⼤打折扣，燃油效率甚⾄⽐不过落后他⼀代的三代涡扇，⾮常的耗油。
因此F22A的航程是出了名的腿短。
甚⾄远远不如F16A等典型的偏轻型的三代机，这就造成F22A不能适合空域⼴阔的战场环境。
先进变循环发动机技术的出现就是要解决前两类发动机不能兼顾⾼空和低空性能的⽭盾，可以通过改变⼀些部件的⼏何形状、尺⼨或位置，来调节其热⼒循环参数：如增压⽐、涡轮进⼝温度、空⽓流量和涵道⽐，改变发动机循环⼯作模式。
在⼏乎所有包线下，都维持⾼推⼒的同时确保低油耗，使发动机在各种飞⾏情况下都能⼯作在最佳状态。
与此同时，变循环发动机能以多种模式，包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等⼯作，因⽽在亚声速、跨声速、超声速和⾼超声速飞⾏状态下都具有良好的性能。
变循环⾃适应发动机技术2007年美国空军在发展未来的先进航空发动机技术⽅⾯有了进⼀步的动作，年初1⽉29⽇美国空军研究实验室（AFRL）发出了投标征询书，要求到2017年时⽐2000年的基准发动机⽔平在经济可承受性⽅⾯提⾼10倍。
计划的关键是美国空军研究实验室的"⾃适应通⽤发动机技术"（ADVENT）项⽬。
为此美国空军研究实验室的⼯程师们制定了⼀个为期5年的时间表，希望在2012年进⾏技术验证。
新技术可⽤于⼀系列的平台：超声速、亚声速、攻击、机动以及情报、监视和侦察，也可以⽤于海军的平台。
以⾃适应通⽤发动机技术为基础的发动机可能到2014年开始研制。
2007年9⽉25⽇，美英的公开消息来源报道美国空军研究实验室授予美国通⽤电⽓公司（GE）和罗罗美国公司两项合同，开发⾼压⽐压⽓机系统和主动⽓流控制进⽓道和喷管。
这些⾏动预⽰着美国正在积极准备新⼀代发动机的研制⼯作。
⾸先在通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划提出验证的概念是美国通⽤电⽓公司（GE）的⾃适应循环发动机概念。
特点是发动机的总压⽐、涵道⽐、流量可调，发动机可以在固定进⽓道的情况下，以亚声速和超声速⼯作，过多的⽓流不会因⽆法通过发动机⽽从进⽓道溢流，引起过⼤阻⼒。
发动机可以调节装置改变空⽓流量和单位推⼒，以适应超声速巡航、跨声速和亚声速巡航，同时满⾜最严格的噪声要求。
⾃适应通⽤发动机技术项⽬源于美国空军正在实施的通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划（VAATE），⽽VAATE计划是"综合⾼性能涡轮发动机技术"（IHPTET）的继续。
技术持续发展的需要随着发动机控制技术的提⾼，实现变循环/⾃适应技术变得易于实现，⽽这种能够全⾯提升飞机性能的新技术的出现，相当于从涡轮喷⽓发动机到涡轮风扇发动机的进步，具有⾥程碑意义。
"⾃适应通⽤发动机技术"项⽬是通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划中的典型项⽬。
⽬标是发展在飞⾏包线内可以改变风扇、核⼼机流量和压⽐，从⽽优化发动机性能的能⼒。
