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本文简要介绍了中国燃气涡轮研究院在先进涡扇发动机空气系统与零件传热设计技术验证方面的研究情况,内容涉及发动机空气系统设计技术、零件热分析设计技术、涡轮叶片冷却设计技术及新型铸冷双层壳型高效涡轮冷却叶片设计中的关键技术。探讨了空气系统与零件传热设计技术中的设计计算方法、设计软件校核与改进、试验研究与参数测试、以及设计体系建设等问题,通过系统的模型、部件和发动机整机三个层次的试验验证,初步形成了空气系统与零件传热设计体系。 相似文献
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分层扫气二冲程汽油机的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究分层扫气发动机的扫气特性和工作机理,建立了分层扫气发动机三维模型,并利用三维CFD仿真软件Fluent在额定转速下分别对有无分层扫气系统的发动机流场进行仿真与分析,计算所需的边界条件通过对发动机进行一维模拟计算得到。结果表明:分层扫气发动机在工作过程中利用纯空气在新鲜混合气和废气之间形成分层,并由纯空气承担一部分扫气损失,使得未燃碳氢化合物的排放减少了15%,提高了发动机的燃油经济性;有无分层扫气发动机扫气效率都是75%,分层扫气系统对发动机扫气效率没有较大影响,研究结果可以为分层扫气发动机的设计提供参考。 相似文献
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开式转子发动机对转桨扇设计 总被引:1,自引:0,他引:1
《燃气涡轮试验与研究》2014,(1):1-5
高推进效率的对转桨扇是开式转子发动机最关键的部件之一。国外航空强国对其开展了大量的CFD计算分析及试验验证工作,优化气动性能,降低噪声等级,以满足适航标准;国内目前尚缺乏对开式转子对转桨扇设计技术和CFD分析的相关研究。本文在现有压气机设计技术的基础上,改进CFD设计分析方法,探索设计出开式转子发动机的对转桨扇,并进行了三维定常流场分析。通过与国外文献研究结果的分析对比,初步验证了本文设计和计算结果的合理性。 相似文献
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许云峰 《飞机设计参考资料》2002,(3):20-27
以优化作战飞机动力装置的气动力设计为中心,首先分析了作战飞机动力装置的气动力要求以及目前在设计中存在的一些问题,详细论述了进气系统与排气系统的优化设计方法。随着发动机技术的进展和飞机的作战使用要求的不断提高,发动机进气和排气系统的设计变得越来越复杂,不但要适应飞机的飞行速度和高度的变化,还要能够满足飞机的隐身性要求,利用CFD技术可以开发先进的分析方法,分析复杂的流场,从气动力方面优化飞机的进气系统和排气系统。 相似文献
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小型预燃室周向燃油喷射旋流扩散燃烧的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
针对航空发动机燃烧室采用高温空气燃烧技术时的高温贫氧空气来源问题,设计了一个基于周向燃油喷射扩散旋流燃烧的新概念小型预燃室,并就周向燃油喷管的布置方式对小型预燃室内旋流燃烧状态的影响进行了数值研究.CFD数值模拟结果表明,当燃油喷管与法向夹角为30°~45°、余气系数为1~1.23时,小型燃烧室内产生稳定、壁面温度分布合理的旋流扩散燃烧.获得了具有合理出口温度分布、速度分布和氧浓度分布的高温贫氧空气.该预燃室为发动机燃烧室使用高温空气燃烧技术提供了条件. 相似文献
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计算流体力学(CFD)在航空发动机叶轮机设计和分析中 的重要性日益明显。本文介绍了在叶轮机设计中CFD的意义、叶轮机 CFD发展概况及CFD发展中的几个问题。 相似文献
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提出了一种航空发动机整机全流域零维仿真方法。该方法采用模块化建模的思想,集成并实现了发动机过渡态总体性能模型与空气系统模型之间的动态数据交互和耦合求解,基于面向对象的技术开发了模块化的仿真程序,以某涡扇发动机的核心机为对象建立了仿真算例,模拟并分析了过渡过程中空气系统各引气、汇流支路的动态变化及其对发动机总体性能参数的影响。结果表明:发动机主流道与内流空气系统的动态交互作用虽然并不会显著影响发动机过渡过程总体性能参数,但却足以造成空气系统各局部支路显著的非均衡响应,这是现代高性能航空发动机精细化设计中不应忽略的因素。 相似文献
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航空发动机空气系统适航性设计改进建议 总被引:1,自引:0,他引:1
侯升平 《航空标准化与质量》2011,(1):34-36,56
结合CCAR 33部相关条款要求,对航空发动机宅气系统传统设计方法提出了改进建议,对空气系统进行满足适航要求的设计提供技术参考. 相似文献
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为解决航空发动机机载健康管理系统正向设计流程不清晰、设计需求不明确、需求设计对应及追溯不规范的问题,在对
比国内外现有健康管理功能架构体系的基础上,结合正向设计中需求捕获、需求分析和功能分配,研究了由上到下的航空发动机
健康管理系统正向设计基本流程,开发了航空发动机健康管理正向设计流程平台,实现了机载功能架构的设计。引入基于模型的
系统工程思想,采用面向对象的工程设计思路,建立功能目标量化、功能描述、模块定义等图形化设计方法,验证了该设计方法在
硬件设计中的可用性。通过研究航空发动机机载健康管理系统设计方法并分析机载功能组成,建立了可扩展的流程平台,基于模
型设计方法建立了可用的硬件设计模型,可为航空发动机机载健康管理系统设计提供参考。 相似文献
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结构强度设计是航空发动机设计、研制过程的重要组成部分。为了建立适用于航空发动机强度设计的体系平台,提升设计能力,依据航空发动机设计体系建设要求,结合航空发动机强度设计专业工作实际,提出“流程驱动、要素集成”的平台建设思想,并以流程模板的形式驱动工作任务的实施,实现强度设计系统的工程化应用。在系统建设过程中有效运用系统工程以及精细化工程等先进的方法,围绕“适用、好用、真用”的指导思想开展强度设计系统的建设与优化,搭建适合于强度设计专业的设计系统,重点解决工作流程、设计资源、工作任务、数据管理与型号及预研等实际工作相结合的问题,并将此系统应用于型号研制的强度设计工作中。 相似文献
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由于受限于“尺寸效应”,负荷增大使中小航空发动机压气机性能降低的特征较为明显,这对高负荷压气机设计提出了更大挑战.为深入研究小流量、高负荷轴流压气机,提出了2级高负荷轴流压气机的设计原则和总体要求.针对平均级负荷系数为0.42的高负荷特点,采用强根部、大反力度、低展弦比、叶片端弯和悬臂静子等气动设计方法以提高压气机性能.用全3D数值模拟方法对设计结果进行了校核,分析了其性能和流场结构.为了对设计、计算结果进行验证确认,对压气机进行了试验测量,计算与试验结果吻合良好.结果表明:高负荷轴流压气机设计点的压比为2.73,绝热效率为0.865,综合裕度为15.3%,达到了设计指标要求. 相似文献
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