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751.
752.
由于发动机舱的火灾是典型的热驱动的浮力羽流,从探索浮力羽流的模拟方法出发,针对热羽流的基准试验,比较验证了3种基于浮力修正的2个方程湍流模型;利用pre PDF燃烧模型,模拟验证了Purdue甲烷火燃烧试验;以RR公司Trent 800发动机的1/2缩比短舱着火试验器为原型,采用RANS方法对由燃油泄漏引起的油池火进行了模拟计算,重现了短舱火灾的主要物理过程,并与试验测量的速度及温度结果进行了对比,验证了计算方法的准确性,并进一步分析了影响模拟结果的主要原因:湍流模型与燃烧模型能否准确计算近火源区域的火焰锋面状态,直接影响空气卷吸及下游火羽流的温度与速度。应用CFD技术,可以从防火设计的角度优化通风系统及短舱附件的布局。 相似文献
753.
为研究高负荷压气机静叶根部流动状态,抽取该静叶根部叶型并模化成为平面叶栅进行吹风实验,冲角变化范围为-6°~+6°、进口马赫数变化范围为0.5~0.7。对叶栅出口截面气动参数进行了详细的测量,结果表明:非正冲角时叶展中部节距平均总压损失系数小于等于0.036,尾迹宽度和总压损失峰值随马赫数变化均不明显,正冲角时尾迹宽度和总压损失峰值急剧增加;端壁处的压力梯度随马赫数和冲角的增加而增加;0°冲角下随马赫数的增大,出口叶展中部截面二次流动能系数增加,二次流动得到加强,高能量损失区域增大并且尾迹略有变宽。 相似文献
754.
高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验 总被引:1,自引:1,他引:1
结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性. 相似文献
755.
一种燃油箱绿色惰化系统地面惰化性能分析 总被引:3,自引:2,他引:3
在描述一种采用催化燃烧产生惰气来降低油箱气相空间氧体积分数的新型绿色惰化工作原理基础上,设计了绿色惰化系统流程,通过一定的假设和简化建立了其数学模型并进行了求解.将结果与采用中空纤维膜产生富氮气体的机载惰化系统进行了比较,结果显示:当绿色惰化系统中抽吸气的流量与中空纤维膜惰化所产生富氮气体流量一致时,前者惰化效果远好于后者.同时,还研究了催化反应器效率和预热气体抽取比例对绿色惰化系统的影响,结果表明:提高反应器效率可有效缩短达到安全氧体积分数所需的时间,且最终油箱气相空间氧体积分数会降低,而选取合适的预热气体抽取比例可以减少系统能耗. 相似文献
756.
利用基于改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强. 相似文献
757.
轴承的生热率与轴承的使用寿命密切相关,为了减小轴承的生热率,以滚动轴承拟静力学分析和滚道控制理论为基础,求得轴承运转过程中的相关参数,进而得到轴承生热率.将轴承最小生热率为目标函数,通过Kriging模型和粒子群优化算法相结合的方式进行了轴承结构参数优化.对NSK 7016A5轴承的研究结果表明:轴承结构参数优化后,轴承整体和轴承内外圈生热率均变小.Kriging模型和粒子群优化算法相结合的轴承结构参数优化方法取得了良好的设计效果,并且提高了轴承的设计效率. 相似文献
758.
为实现对涡桨推进系统整体推进性能的数学模型模拟,以螺旋桨/桨扇作为受飞行外流条件影响的推进系统内流部件之一,引入其特性图,用跟随流量方法解决螺旋桨-自由涡轮转子与涡桨发动机燃气发生器的流量平衡、功率平衡,发展了螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机内流特性部件法数学模型,实现了对该类涡桨系统稳态/过渡态的数值模拟。对某8MW三轴桨扇发动机的台架转速特性和飞行任务剖面特性的数值模拟结果表明:该数学模型可以较为准确模拟出包含桨叶变动桨距角、攻角等在内的外流螺旋桨/桨扇部件工作点详细参数,和高度、速度、涡轮前温度同时变化的多条件、多变量涡桨发动机的稳态/过渡态推力、推力耗油率等特性. 相似文献
759.
760.
针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。 相似文献