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561.
562.
声学引导风洞高效低噪声风扇设计 总被引:3,自引:0,他引:3
运用任意涡风扇设计方法,进行声学引导风洞高效低噪声风扇设计。在设计过程中,通过调整叶片径向旋转系数分布优化叶片出口速度分布,通过合理匹配转子、定子数目及定子后掠角度来改善动静叶的干涉噪声。气动及声学性能试验表明,高效低噪声风扇设计点气动效率达到83.9%,相比引导风洞原风扇效率的73%有了明显的提高;高效低噪声风扇入口及出口噪声分别比原风扇入口及出口噪声低3dB(A)和2dB(A)。试验结果成功验证了任意涡设计方法在风扇气动及声学性能上的优越性。 相似文献
563.
564.
565.
微波增强滑移电弧等离子体辅助超声速燃烧 总被引:1,自引:1,他引:0
为了研究微波增强滑移电弧等离子体对超声速燃烧火焰结构的影响,在超燃冲压发动机直连式实验台发动机模型加装了微波和滑移电弧结构,进行了超声速稳定燃烧实验。以单级凹腔作为火焰稳定器,燃烧室来流马赫数为2.5,常温乙烯从壁面横向射流,燃料射流点之前放置滑移电弧电极,凹腔对侧馈入2.45 GHz的微波。研究表明,在超燃冲压发动机燃烧室内滑移电弧同样遵循放电和扩展的周期特性,由于气流流速极高,滑移电弧周期约达125 kHz。等离子体的加入使燃烧室预燃激波串前移,火焰的起始和稳定位置从凹腔剪切层向燃料射流前部转移,超声速火焰燃烧速率提高。与单一的微波或滑移电弧等离子体增强燃烧方法相比,微波与滑移电弧的结合可在较低的能耗下,实现与高功率微波等效的效果。微波增强滑移电弧等离子体能够对超声速燃烧起到稳定作用。 相似文献
566.
567.
568.
提出了一种提高压气机叶片动应力测量准确度的方法,即在发动机叶片装配前,对已完成应变计粘贴的测试叶片开展动应力测量标定试验,获取试验应变计输出值与叶片各阶振动最大模态应变区域的敏感度,试验结果可用于指导发动机试车时叶片动应力限制值的设置,从而更准确地监控叶片的振动安全状态。对比分析了直接应力法和af强度法(振幅a和振动频率f的乘积)两种试验方法的优缺点。基于直接应力法,针对某压气机叶片开展了动应力测量标定试验,结果显示:1#叶片试验应变计对第1阶、第3阶模态的敏感度实测值较理论值分别大17.4%和24%,而1#叶片试验应变计和2#叶片试验应变计对第1阶模态的敏感度差异达到14.8%。试验结果证明开展动应力测量标定试验,可综合提高叶片动应力测试数据利用的有效性。 相似文献
569.
激波干扰是高超声速飞行器气动布局和超燃冲压发动机设计中需重点考虑的局部干扰现象,当该现象发生时会产生复杂的波系结构,对流场行为特征产生影响,进而对飞行器物面载荷及发动机性能产生显著影响。采用数值计算方法针对斜激波入射平板问题,在固定来流马赫数5、单位雷诺数7.12×106 m-1不变的条件下,通过改变上下平板展向宽度研究了6个不同状态下的激波反射类型。结果表明在受限空间内必须考虑侧向溢流对激波反射类型的影响。随平板展向宽度增加,激波反射类型从正则反射逐渐过渡至马赫反射,且马赫杆长度变长并逐渐前移,直至导致内流道堵塞形成脱体激波。采用激波极曲线方法在激波入射角度固定的条件下对两种激波干扰类型的产生机制进行了分析,发现随激波强度增加两束透射激波极曲线上移缩小,进而造成波后流场参数匹配需求,激波反射类型逐渐从正则反射向马赫反射转变,得到了与数值计算结果一致的结论。 相似文献
570.