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131.
132.
带喉道注气的轴对称收扩喷管内流场计算研究 总被引:1,自引:1,他引:0
通过对带喉道注气控制的轴对称收扩喷管内流场计算研究,分析了喉道注气对喷管内流特性的影响.研究结果表明,相同落压比(NPR)下,随着二次流压比(SPR)的增大,喷管推力系数和流量系数均减小,其中对喷管推力系数的影响低于2%,而对喷管流量系数的影响可超过15%.并在此基础上,分别研究了喷管扩张比和调节片长度对喉道控制效果的影响,得到研究范围内相对较好的喷管计算模型. 相似文献
133.
134.
当第二代改型机和第三代战机成为中国空军的主要作战装备时,贵航集团基于第二代歼击机设计的歼教-7飞机已无法满足训练需求,迫切需要一种能够适应主战装备改装训练、过渡训练的新型高级教练机来担当重任.为此,贵航集团启动了"山鹰"飞机的研制. 相似文献
135.
喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。 相似文献
136.
跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。 相似文献
137.
138.
基于Mg-Gd-Y-Zr合金凝固组织与工艺条件的关系,模拟了典型航天构件组织特征参数的分布。浇铸了阶梯形铸件,并采用热电偶测量了阶梯形铸件不同厚度处在凝固过程中的温度变化。通过观察凝固组织,并与冷却条件比对,获得了凝固组织中晶粒尺寸和第二相体积分数与冷却速率的定量关系。采用ProCAST~?软件模拟了典型航天构件的凝固过程,获得了凝固过程中构件不同部位的冷却速率。利用实验获得的定量关系,模拟得到了典型航天构件上晶粒尺寸和第二相体积分数的分布。 相似文献
139.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(2):14-20
采用数值模拟方法,就轴对称双喉道气动矢量喷管主要几何参数对喷管内特性(气动矢量角、气动矢量效率、推力系数、流量系数)的影响进行了分析,并得到了一组内特性较优的喷管几何参数。结果表明,次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管矢量特性影响较大,次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响。优选后的喷管矢量角可达15.5°,矢量效率达5.70°/1%,喷管推力系数为0.92。 相似文献
140.
扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明:扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷... 相似文献