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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
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V. L. Varsegov 《Russian Aeronautics (Iz VUZ)》2016,59(4):523-528
A calculation method is proposed for estimating the mode, when the thrust reverser jet starts reattaching to the engine nacelle in the presence of an approaching flow. 相似文献
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超音速流中球头反向喷流流场的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用CSCM(Conservative Supra-Characteristics Method)格式结合激波捕捉法求解了Navier-Stokes方程。通过算例对喷口总压等于2.08倍到6.54倍波后总压等4种情况进行了计算。得到壁面压力分布、等密度线和典型流场速度矢最图。与实验结果和其它数值计算值进行了比较和分析,得到本文计算出的弓形激波脱体距离在喷口压力低时与实验值符合得很好;压力高时差些。 相似文献
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冠状喷口抑制涡扇发动机喷流噪声试验和数值研究 总被引:5,自引:0,他引:5
以揭示发动机喷流噪声声场分布和冠状喷口抑制喷流噪声为目的,对涡扇发动机排气噪声声场和喷流流场进行了试验和数值计算,对比分析不同结构的冠状锯齿对喷流噪声的综合抑制效果。结果表明:采用大涡模拟(LES)、FW-H (Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换的方法,可以预测出喷流噪声的空间分布和声压级值;冠状锯齿产生的阵列流向涡是强化流体间混合、降低喷流速度峰值、抑制喷流噪声的根本所在;在本文研究参数范围内,冠状锯齿结构不仅将排气喷流噪声由原型排气系统的159.6 dB降低到154.3 dB,而且冠状锯齿给喷管带来的损失控制在1.7%以内。锯齿冠状结构对分开排气式大涵道比涡扇排气系统喷流噪声有抑制作用。 相似文献
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发动机进气道短舱前缘结冰三维模拟研究 总被引:4,自引:0,他引:4
为计算发动机进气道短舱前缘的结冰冰形,在Messinger结冰热力学模型的基础上发展了一套纯三维的表面溢流水流动结冰模型。考虑空气摩擦力为表面溢流水流动的主要驱动力,用空气对进气道表面的剪切力来确定溢流水的流动方向及流量分配。为求解溢流水结冰模型,发展了一套重复查找表面控制体状态的方法,能够快速完成整个三维表面的计算。用该方法对某三维发动机进气道进行计算,得到了三维结冰冰形,并将计算结果与FENSAP-ICE计算结果进行了对比,结果显示两者的冰形轮廓基本一致,仅在冰角处存在差异,表明本文三维发动机结冰计算模型与计算方法是有效的,其计算精度与FENSAP-ICE结果相当。 相似文献
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韩庆余 《中国民航学院学报》1992,10(1):31-35
本文利用电子计算机方法,计算出复杂形面的航空发动机的叶片力学几何特性及其静频,其结果与实验值很接近。从而提供了一套切实可行的代替实验的叶片静频计算方法。 相似文献
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本文在实验基础上,指出了侧向喷流与主流在相互作用中存在的负效应现象。负效应是由于喷流柱的堵塞效应,使得主流的喷流柱下游形成了一个低压区,该低压区贡献了一种与喷流推力相反的作用。负效应的存在严重影响了喷流作用效率,本文就削弱负效应现象对喷口设置提出了一个技术构想。 相似文献
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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
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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
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针对射流撞击雾化初始形成液膜的特征,推导出极坐标下自变量为极角的液滴尺寸分布函数的解析式,这种形式的分布函数与经典的R~R分布、上限对数正态分布等概率分布函数不同,可以计算任意撞击角下两股相同射流撞击或一股射流撞击壁面边缘在任意极角区域雾化所产生液滴的索太尔平均直径。计算结果表明,索太尔平均直径随撞击角增加而单调减小;射流直径、射流速度、射流温度变化时,索太尔平均直径也呈一定单调规律变化。本文还结合新一代液体火箭发动机层板式喷注器喷注单元雾化的特征进行了有关雾化机理的探讨。 相似文献
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A system of differential equations of the variable-mass body spatial motion was solved on the basis of a modern technique for calculating aerodynamic coefficients and inertial-mass characteristics of aircraft. The best working parameters of a jet engine were chosen to increase the flight range on retention of the optimal jet engine dimensions. 相似文献
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