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针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。 相似文献
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高气动性能、复杂构型的多维偏转S弯喷管气动型面设计是翼身融合布局隐身飞机的关键技术之一。通过改进Lee曲线方法和多参数耦合法,提出了一种异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法,实现了带矢量角的多维偏转S形中心线设计和圆形进口至异型喷口的截面过渡,可用于常规及空间受限布局下的多维偏转、带矢量角、非对称异型喷口、单/双发布局等多种类型的S弯喷管气动型面设计。基于数值模拟方法和小型涡喷发动机整机实验验证了提出的设计方法,结果表明:基于空间受限布局设计的超紧凑S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.982,推力系数达到0.989,在超临界工况下,流量系数不小于0.984,推力系数不小于0.992;基于空间受限布局设计的多维偏转S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.980,推力系数达到0.986,在超临界工况下,流量系数不小于0.981,推力系数不小于0.990;基于双发布局设计的双发S弯喷管,安装发动机后总推力相比原装喷管降低不大于4.58%,具有较好的气动性能。 相似文献
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空天飞机的真实气体效应 总被引:3,自引:0,他引:3
黄志澄 《气动实验与测量控制》1994,8(2):1-9
本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例,说明研究真实握体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上,根据典型的空天飞机上升段轨道,分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离,进而,讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响,其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术,重点介绍了Park提出的确定化学反应速 相似文献
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发动机处于推力矢量的工作状态时,二次流引气和喷射均会对发动机的部件匹配和性能产生影响.将气动矢量喷管置于发动机环境下,综合考虑了从风扇/高压压气机引出二次流,及二次流在喷管扩张段与主流的掺混等过程对发动机性能的影响.基于发动机部件匹配技术及CFD技术,对二次流对发动机性能的影响进行了数值模拟.结果表明:选取风扇或高压压气机引气实现气动矢量喷管,均会使发动机性能有较大幅度的下降;在满足二次流压力需求的前提下,宜采用风扇引气作为二次流气源. 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(2):14-20
采用数值模拟方法,就轴对称双喉道气动矢量喷管主要几何参数对喷管内特性(气动矢量角、气动矢量效率、推力系数、流量系数)的影响进行了分析,并得到了一组内特性较优的喷管几何参数。结果表明,次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管矢量特性影响较大,次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响。优选后的喷管矢量角可达15.5°,矢量效率达5.70°/1%,喷管推力系数为0.92。 相似文献
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利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。 相似文献
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为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论(MOC)实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑. 相似文献
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为进一步加快反应时间、降低发射成本,各国加大了对可重复使用组合动力空天飞机的研发。英国采用预冷组合发动机SABRE的高超声速空天飞机Skylon项目在宽速域组合动力方面已取得突破性进展。本文首先对其动力系统中的关键技术如轻质高效空气预冷器、内循环换热系统以及高度补偿集成喷管进行了介绍;然后分析了面对不同任务需求的各阶段总体方案迭代,重点关注高空低密度条件下的高速布局设计、气动相关问题以及热防护措施;最后对载荷投放成本进行了横向比较,并阐述了欧空局对其作为下一代欧洲空天运输系统的任务规划。 相似文献
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超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题,发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置,评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响,重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞,开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究,试验来流马赫数2.0、落压比(NPR)范围1~20.39。研究结果表明,通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化,消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响,确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响;喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响,在来流马赫数一定的条件下,提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀,喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动,抑制了喷管船尾膨胀波的发展。 相似文献
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为准确评估涡扇发动机冠状喷口的气动性能,首先提出了一种基于流量守恒的出口定义方式,并验证该出口定义方式与物理出口的一致性,然后对冠状喷口在设计点和非设计点工况下的气动性能进行了系统性评估与考察。结果表明:在设计点工况下,冠状喷口外形参数中,内切角对推力性能影响最大、齿数影响次之、齿长影响最小;冠状喷口下游流向涡对是导致剪切层增厚、湍动能衰减、核心区长度减小的主要原因;在非设计点工况下,冠状喷口可有效降低出口附近的激波强度,使其堵塞状态压比远高于基础构型喷管。 相似文献