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双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法 总被引:3,自引:2,他引:1
建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态及相关的流路沿程参数.计算结果表明:采用了临界面积法的集总参数计算模型能解决热力学喉道求解问题,其计算精度达10-4,单点工况计算时间小于0.1s. 相似文献
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提出一种基于S形曲线压气机过渡段造型方法.该方法将过渡段造型归结为S形内壁曲线拐点相对位置,面积分布率极值及其极值点相对位置3个几何控制因素.并采用此方法构造了一系列压气机过渡段,并针对这些过渡段进行三维数值模拟.结果表明:面积分布率极值是影响过渡段性能最重要的因素;可以通过调整面积分布率极值来控制过渡段最大面积处相对马赫数,减小外壁气流附面层厚度及支板形成的低压尾迹区;同时,配合变化较陡的内壁造型和合理的面积分布率曲线极值点相对位置,可以改善外壁形状,抑制附面层变厚.对于所研究的过渡段,内壁拐点相对位置为0.18,面积分布率极值点相对位置为0.20,相对马赫数为0.65时,总压损失最小. 相似文献
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功率提取法在涡喷发动机起动特性模拟及控制规律设计中的应用 总被引:11,自引:8,他引:3
针对涡喷发动机起动控制规律的特点,将涡轮发动机加、减速控制规律设计的功率提取法模型,应用于航空涡喷发动机起动控制规律的设计.结合低转速部件特性预测方法和改进的功率提取法,给出了涡喷发动机起动控制规律设计的约束条件和设计步骤.该模型可以用于起动带转过程中起动机带转功率的预测,以及全包线范围内、全气候条件下的涡喷发动机起动控制规律的快速、准确设计.计算结果表明,根据功率提取法模型设计的起动控制规律与实际的发动机起动控制规律吻合较好,该方法具有较好的工程应用价值. 相似文献
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变循环发动机性能数值模拟 总被引:20,自引:11,他引:9
在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配. 相似文献
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涡轮混排燃烧室ITB(Inter-stage Turbine Burner)作为次燃烧室位于高压涡轮与低压涡轮之间。文章通过建立ITB混排涡扇发动机的设计点热力计算的数学模型,进而分析主要工作过程参数,如风扇压比、压气机压比、高压涡轮进口温度、ITB出口温度(低压涡轮进口温度)的选取范围及原则;并且对带有ITB与普通的混排涡扇发动机在不同的设计马赫数下进行比较分析。文章的结果有利于混排ITB涡扇发动机各个部件的设计参数选取,进而对于混排ITB涡扇发动机的发展、分析、优化提供有利的指导方向。 相似文献
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基于次流喷射控制推力矢量喷管的实验及数值研究 总被引:13,自引:2,他引:11
应用实验和数值模拟的方法,对一种新型的推力矢量喷管—基于次流喷射控制的二维推力矢量喷管的推力矢量性能和流场进行了研究。实验是在西北工业大学小型超高速吹气式风洞中进行,测量了在不同的二次喷流情况下,推力矢量和流场的变化规律;采用时间推进求解N-S方程的方法数值模拟了二维推力矢量喷管内流场和性能。研究结果表明,应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量转折,但是,二次喷流必须具有足够的压力值;如何从推力矢量工作方式恢复到轴向流动工作方式则是需要进一步研究的问题。 相似文献
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