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为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。 相似文献
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为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能,基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室(PDC)的分排涡
扇发动机性能模型,分析了PDC工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。结果表明:PDC频率提高,PDC增压比和
加力温度提高,发动机单位推力增大,耗油率升高;PDC当量比增大,PDC增压比和加力温度先提高后降低,发动机单位推力先增
大后减小,耗油率一直升高;脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧,耗油率远低于传统加力的,当PDC频率超过
41 Hz时,脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的;涵道比增大,参与爆震燃烧气流增多,发动机单位推
力增大,耗油率升高。风扇压比提高,发动机单位推力先增大后减小,耗油率一直降低;在飞行高度一定时,飞行马赫数提高,发动
机单位推力减小,耗油率升高;在飞行马赫数一定时,飞行高度增加,发动机单位推力先增大后略微减小,耗油率先降低后略微升
高;在不同飞行工况下,脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。 相似文献
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针对由后掠侧压进气道、矩形燃烧室和后掠侧板尾喷管构成的超燃冲压发动机模型,为了快速准确得到超燃冲压发动机的整机性能,建立了一套分析发动机总体性能的耦合流场计算方法。其中进气道和尾喷管流场分别求解三维单一气体和多组分抛物化N-S方程,燃烧室流场求解一维N-S方程,各部件在交接面处传递几何和流动参数。运用总体性能计算方法,研究了发动机构型的气动特性,给出了飞行高度、马赫数和攻角改变对发动机性能的影响规律。结果表明:该总体性能计算方法可用于超燃冲压发动机总体性能的快速预估;飞行高度对推力、升力和俯仰力矩的影响均较大且程度相近,三者随飞行高度增加均减小;飞行马赫数对发动机推力、升力的影响相近,对俯仰力矩的影响最大,三者随飞行马赫数增加均增加;飞行攻角对升力的影响最大,俯仰力矩次之,对推力的影响最小,随飞行攻角增加,发动机升力近似线性增加,推力和俯仰力矩分别呈增加和减小趋势。 相似文献
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采用13组分33步反应的H2/Air化学动力学模型,对超燃冲压发动机尾喷管化学非平衡流动和冻结流动进行数值模拟.计算表明,离解组分的复合现象存在于超燃冲压发动机尾喷管内流动中,并对尾喷管性能产生影响.随飞行马赫数的增加,离解组分复合现象更显著,对尾喷管性能产生的影响也越大.在飞行马赫数为8.0的计算工况下,化学非平衡流动模型计算所得尾喷管性能与冻结流动模型相比高出约2%,该条件下忽略NO2,H202等组分以简化化学反应机理,对尾喷管性能计算结果的影响甚微. 相似文献
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针对超燃冲压发动机宽马赫数、攻角范围内高性能工作要求,建立了基于试验设计方法和代理模型的可调尾喷管多目标优化设计方法,获得了尾喷管结构随马赫数和攻角变化的调节规律.以推力系数、升力系数和力矩系数为优化目标,以三次型线尾喷管为对象,采用遗传算法优化设计,得到Pareto最优解集;以一组Pareto最优解为基准在不同马赫数和攻角下进行尾喷管变结构设计优化,拟合得到尾喷管结构随马赫数和攻角的变化曲线.仿真结果显示了理论分析的正确性,并发现:变结构设计实现了尾喷管大范围高性能工作;尾喷管性能和几何参数,飞行状态参数均高度非线性,任一个改变都会影响其性能;采用试验设计方法和代理模型,能大大缩小优化设计时间,简化设计过程. 相似文献
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为克服试凑法在控制回路参数优化中的局限性,针对涡扇发动机在加力状态易出现喷口摆动的不协调现象,考虑喷口双环控制结构工作特点,采用按需正向设计策略,按照控制系统时域、频域性能指标设计要求,制定兼顾频域、时域性能要求的内、外环协调控制的设计目标准则,提出一种喷口控制的多目标约束的差分进化内外环控制参数自整定优化设计方法,在双转子涡扇发动机非线性模型上进行闭环控制系统仿真验证。结果表明:在飞行高度从0增加到10 km、飞行马赫数从0加速到0.9的起飞和爬升状态进入加力过程以及平飞中保持飞行马赫数不变的关断加力过程中,发动机未出现喷口摆动等现象,涡轮落压比最大相对误差不大于1.5%,喷口闭环控制系统具有期望的伺服跟踪和抗飞行条件变化干扰能力。 相似文献
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为了对预冷组合循环发动机开展性能分析,以协同吸气式火箭发动机(SABRE 4)为研究对象,采用部件法建立了发动机稳态模型,计算获得了SABRE 4发动机在吸气式模态下沿飞行弹道的性能参数变化规律。然后对发动机的高度和速度特性进行研究,得到了发动机的飞行包线。计算结果表明,在吸气式飞行弹道内,核心机推力和比冲的变化分别为488 ~ 680 ![]()
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kN和34786 ~ 46954 ![]()
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m/s。SABRE 4发动机具备推力大和比冲高的性能优势。在预冷器工作过程中,随着飞行马赫数增大,预冷器换热量不断增大,进入预燃室的氢流量减小,预燃室总温降低,HX3的吸热量减小。与其他压气机和涡轮相比,空气压气机和氦涡轮的工作参数变化较大。SABRE 4发动机通过对来流空气进行预冷,可实现在大空域和宽速域内工作。由于空气压气机的喘振和堵塞边界限制,发动机的高度和速度特性分别存在飞行高度和飞行马赫数的限制。 相似文献
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针对航空发动机飞行任务剖面分类问题,对发动机31个飞行任务剖面进行了聚类分析。选取飞行高度和飞行马赫数作为划分飞行任务剖面的参数, 依据其对应的飞行任务段均值生成聚类散点图,将剖面类型划分为5大类。结果表明:低空低速剖面在无量纲飞行高度为0~0.2、飞行马赫数为0.4~0.6区间,均值最低;高空高速剖面在无量纲飞行高度为1.2~2.2、飞行马赫数为1.0~1.8区间,均值最高;飞行任务剖面在无量纲飞行高度为0.2~1.2、飞行马赫数为0.6~1.0区间内最为集中;针对散点密集区域,可依据剖面特征进一步划分剖面类型;不同剖面间,飞行高度与飞行马赫数差异性强,利于剖面划分,而法向过载与转速差异性小,不利于剖面的划分。所提出的方法可以快速有效的对航空发动机飞行任务剖面进行聚类分析。 相似文献
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弹用模块化Busemann进气道数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对经过附面层修正后的模块化扇形流管流线追踪进气道进行了数值模拟,以截短角度和收缩比对这种进气道总体性能的影响进行了研究,主要得到以下结论:附面层修正能够大幅提高进气道的流量系数和流场均匀性;经附面层修正后的扇形流管流线追踪进气道有较好的性能,流量系数能达到0.9以上,在流管内没有大的分离区;进气道流量系数和压缩量随着截短角度的增大而增大,而收缩比越大,流量系数越小,压缩量越大;发动机推力与进气道流量系数有关,发动机推力和比冲基本上均随截短角度的增大而增大,而收缩比对它们的影响并不明显. 相似文献