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为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。 相似文献
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冲压发动机燃烧室压力脉动对进气道形成背压脉动,影响了进气道内流动的稳定性。采用数值仿真方法,研究了背压脉动作用下超声速进气道内非定常流动与局部弹性壁板的流固耦合振动问题,分析了壁板阻尼对进气道流固耦合振动问题的影响。结果表明,弹性壁板振动形成了"动态空腔"效应,大幅降低了激波串振荡幅值,增加了非定常流动稳定性。其中,无阻尼弹性壁板模型的激波串振荡幅值下降为刚性壁板模型结果的45.6%。通过增加壁板阻尼的方式,能够增强壁板振动的"动态空腔"效应。当刚度比例阻尼系数为10~(-4)时,激波串振荡幅值降为刚性壁板模型结果的43.7%。 相似文献
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为了实现发动机在大机动飞行时高品质稳定运行,提出了一种基于辅助进气门调节的进气道/发动机一体化稳定性控制方法。基于进气道CFD模型,通过飞行条件和辅助进气门开度计算出口性能参数,考虑总压畸变对风扇特性的影响,建立了进气道实时模型和总压畸变模型,并将其与发动机部件级模型匹配,建立进/发一体化模型。为了直接控制发动机安全裕度,选取发动机部分可测参数作为输入,通过非线性拟合方法建立风扇喘振裕度实时估计模型,相比于直接压比控制可以充分发挥发动机的潜能。进/发一体化控制是通过调节辅助进气门开度,控制进气道出口总压恢复系数,以满足发动机进口截面需求,并基于H∞鲁棒控制实现对发动机的转速和安全裕度的控制。仿真结果表明,所提出的方法可以实现发动机在大机动飞行过程中安全稳定工作,推力损失不超过2%。 相似文献
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给出了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型建立方法.发动机采用基于特性的部件级建模思想,考虑了燃烧室的容积效应,其中,在计算进气道参数时给出一种计算激波角的方法,该方法能够一次得到激波角,不需数值解法,在保证精度的同时简化了计算过程.该发动机动态模型通过数值积分来完成,避免了循环迭代,提高了模型计算速度与实时性.以某超燃冲压发动机建模为例, 通过闭环仿真实验得到在动态过程中响应时间在1s左右,超调量为0.5%.仿真结果表明:该建模方法满足提高实时性的要求,有助于对此类发动机动态过程进行控制研究. 相似文献
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旋转冲压压缩转子二维进气流道数值研究 总被引:5,自引:1,他引:4
借鉴二维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子的二维进气流道,并采用二维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值仿真,研究了转速、背压对二维进气流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响.计算结果表明:所提出的旋转冲压压缩转子二维进气流道设计方法是可行的;二维进气流道中产生的激波系与二维超声速进气道中产生的激波系相类似,所不同的是二维进气流道中产生的激波为弯曲激波,而二维超声速进气道中产生的激波为平直激波;转速和背压对二维进气流道的性能有较大影响. 相似文献
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隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃双模态的重要部件.在发动机实际工作过程中,燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升阶段是需要极力避免和预防的.针对双模态超燃冲压发动机整机模型和燃烧室模型进行了数值模拟研究,分析了激波串前沿位置与隔离段压力分布的关系,在此基础上介绍了三种通过隔离段壁面压力实时测量和监控隔离段激波串前沿位置的方法,并完成了验证实验.结果表明,所使用的计算方法有效可行;隔离段壁面压力分布能够很好地反应隔离段的激波串前沿位置,通过监控隔离段壁面压力分布,控制隔离段激波串前沿位置,能够有效避免和预防燃烧室反压过高引起的进气道不起动问题. 相似文献
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本文提出了将超音速进气道-发动机装置(简称动力装置)作为统一控制对象的双变量(进气道结尾正激波位移与发动机转速)动态模型。在作者前一篇论文的基础上,本文进一步考虑了动态过程中发动机对进气道的流量反馈机理,并采用矩阵分式描述法进行模型的频域向时域转换,因而使模型更趋近于反映实际。对NASA的48cm进气道—J85发动机装置的数字模拟表明,结果是满意的。 相似文献
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为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明:发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。 相似文献
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航空发动机整机二维气动热力数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
研究了用于航空发动机整机数值仿真的含粘性力项的二维欧拉流动模型,进行了整机流场数值仿真。用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;采用高阶精度Godunov格式和时间推进法,交替使用显/隐格式,收敛速度快,计算准确度高。计算了某双轴涡扇发动机设计点的整机性能与部件性能,计算结果与设计数据相吻合,分析整机仿真计算得出的流场参数分布,可以更好的了解流场细节。数值试验表明,建立的程序可以预测发动机稳态条件下的整机性能以及用于发动机的设计与改进,奠定了二维数值试验台建设的基础。 相似文献
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为了探索进气道/发动机一体化设计方法,发展了一种压气机与进气畸变耦合计算的方法.首先从压气机基准流场雷诺平均Navier-Stokes(RANS)仿真结果中提取压气机叶片对气流的作用力,建立压气机全通道体积力模型.再将压气机体积力模型加入到流体计算软件CFX中,实现插板进气畸变与压气机的耦合计算.与实验结果对比表明:压气机体积力模型能有效模拟压气机与上游畸变流场的耦合作用,相比传统的全通道RANS计算能减少近2个数量级的计算网格数. 相似文献
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针对航空燃油柱塞泵滑靴副自适应油膜的动态润滑问题,基于牛顿拉夫逊方法,建立了考虑滑靴副油膜支承作用与其动力学状态动态耦合关系的滑靴副润滑计算模型。在此基础上,计入前级部件内流作用对油膜特性的影响,通过CFD内流分析和Reynolds润滑模型相结合的仿真方法,对航空柱塞泵滑靴副及其前级部件进行了一体式联合仿真研究。研究结果表明:仿真与试验结果的误差保持在4.3%以内,CFD仿真方法可以实现对滑靴副前级部件内流场的准确模拟;转速从4kr/min增至5kr/min时,膜厚的最大倾覆值减小至原数值的27.15%,并且低压区滑靴厚度变化率的增大率最大可达62.02%;而出口压力增大率为66.7%时,引起全周期内膜厚变化率波动幅度不同程度的增大;在转动周期内,滑靴的自适应润滑效果通过油膜厚度场和压力场的耦合变化形成自适应动压支承效应来实现。 相似文献