共查询到20条相似文献,搜索用时 375 毫秒
1.
2.
为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比(外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比)为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。 相似文献
3.
某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。 相似文献
4.
涡扇发动机起动机辅助空中起动方案设计和试验 总被引:2,自引:0,他引:2
研究和设计了涡扇发动机起动机辅助空中起动方案,进行了起动机辅助空中起动的地面试验、高空台试验和飞行验证试验.试验结果表明:起动机辅助空中起动能扩大涡扇发动机的空中起动包线,能提高飞机空中停车后进行空中起动的可靠性,保证飞机的安全飞行. 相似文献
5.
基于PISO算法,通过求解三维N-S方程,对导弹飞行过程中超声速自由来流、侧喷流及主发动机尾流进行了一体化仿真研究.得出了清晰的流场分布图,分析了侧喷流对外流场及尾流场的影响,比较了飞行速度与侧喷口位置对侧喷流作用效果的影响.结果显示:侧喷口的分布位置是决定侧喷流对尾流场影响大小的主导因素;侧喷流对尾流场的影响,随导弹... 相似文献
6.
高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响. 相似文献
7.
大型运输机动力增升喷流效应数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响. 相似文献
8.
9.
10.
11.
12.
三模态热管式喷气发动机是在同一热管(燃烧室)中,按照航天飞机在起飞,加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段,依次进入脉动式、冲压式和火箭三种工作模态。计算表明:用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机,完全满足单级入轨、水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。 相似文献
13.
基于热力学不平衡两流体六方程模型模拟了液氧煤油补燃循环发动机燃气射流在氧路系统泵间管路液氧流体中的冷凝过程,获得了燃气射流冷凝特征参数沿管路流向的分布规律。根据Rayleigh-Plesset方程和燃气射流特性建立了泵间管路燃气冷凝过程的传递函数模型,并与氧路管路、泵等组件模型联立求解,分析了发动机氧路系统频率特性。研究了在不同氧路入口压力和液氧温度边界条件下,泵间管路燃气射流冷凝过程对氧路系统频率特性的影响,仿真结果表明高入口压力和过冷液氧改变了射流气体的惯性和柔度,使得氧路系统特征频率增大。不同边界条件下发动机热试车结果表明,提高氧路入口压力或降低液氧温度使得氧路系统频率从8.3 Hz提高至11 Hz,与数值仿真结果一致,验证了泵间管燃气射流冷凝过程是影响氧路系统频率特性的重要环节。 相似文献
14.
15.
16.
航空发动机控制系统的发展趋势 总被引:3,自引:0,他引:3
郭虹 《沈阳航空工业学院学报》1997,14(1):70-74
本文介绍了航空发动机控制系统的发展概况,详细讨论了全权限数字式控制系统的特点及主要功能,指出了航空发动机控制系统的研究方向,并综述了高新技术在航空发动机控制系统的应用情况。 相似文献
17.
固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。 相似文献
18.
基于非结构混合网格技术,通过数值求解Navier-Stokes方程,分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响,采用单独发动机短舱风洞试验模型,验证了计算方法的可靠性。在此基础上,分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响,结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起;尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大,机翼上表面压力逐渐减小,激波位置逐渐后移;不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响,在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。 相似文献
19.
本文试图说明在喷气发动机上或燃气轮机的进气道内建立聚氧滞氮的流场,增加燃烧室氧的浓度,组织富氧燃烧.提高涡轮前的温度和整机热效率.加大喷气发动机的推力,降低航空煤油耗量,减少喷气尾气对大气的污染.对各种可能的聚氧滞氮的方案进行了初步探索. 相似文献
20.
In an effort to support the Air Force's new F-22 Fighter aircraft with its dual F119-PW-100 jet engines, a new approach has been taken to realize the benefits of automated jet engine testing. This paper describes an automated test approach that is currently under development and will be used by the Air Force to test the F119 jet engine; It also identifies; the equipment, methods and techniques that are being employed to accomplish this task 相似文献