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为了提高涡扇发动机过渡态性能仿真的精度并实现过渡态性能计算模型的工程应用,梳理了不同因素对涡轮发动机过渡态性能的影响机理,介绍了各影响因素的建模方法,在此基础上建立了精细化涡扇发动机整机过渡态性能仿真模型。研究分析了总温、总压和燃油流量传感器的过渡态效应及其建模方法。最终利用涡扇发动机整机地面台架加减速性能试验数据对精细化过渡态模型进行了验证,结果表明:高低压物理转速、推力、压气机出口总压和内涵排气温度的平均误差分别为0.45%,0.77%,0.61%,0.44%和1.77%,最大误差分别为2.82%,1.92%,7.45%,5.67%,5.28%,加速时间的误差小于0.26s。本文揭示了过渡态性能仿真模型误差的机理。 相似文献
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通过平面激波绕刚体圆柱的方法形成扰动激波,采用无膜技术形成N2/SF6均匀界面,在竖式激波管中开展了扰动激波冲击界面Richtmyer-Meshkov (RM)不稳定性实验研究。针对3种不同的无量纲距离η(圆柱到界面距离与圆柱直径之比)情形,利用高速纹影技术及平面Mie散射技术,获得了反射激波二次冲击作用下的界面演化图像。前期工作(邹立勇等,2017)显示,入射激波冲击后,界面发展为包括中心气腔和两侧台阶的"Λ"形结构。研究结果表明:反射激波二次冲击后,"Λ"形界面首先经历相位反转,然后扰动逐渐发展增强。在η=2.0情形,界面演化为气泡,而当η=3.3和4.0时,在整体的气泡结构之外,界面中心发展为尖钉结构。获得了反射激波作用后的混合区宽度,并与理论模型结果进行了比较。在界面演化线性阶段,Meyer-Blewett(MB)线性模型结果和实验结果吻合较好。在界面演化非线性阶段,Dimonte-Ramaprabhu (DR)模型结果和实验结果吻合较好。特别地,当η=4.0时,理论与实验结果差别最小。 相似文献
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采用热电偶测温、气壁红外测温及燃油样品裂解度测量等多种手段,在DJ-21电弧加热器上进行了燃油冷却面板传热特性试验。进行了共计19次燃油冷却面板传热特性试验,试验高状态对应平均热流为1.6MW/m2,低状态对应平均热流为1.1MW/m2;用于冷却的燃油质量流率为1.84~5.8g/s。为了反映冷却面板热流密度分布,以喷管三维流动计算结果作为输入条件,将计算得到的热流密度与试验测量的冷壁热流密度比较,用以确定流场计算方案、流场切取方案和热流密度计算方案。发展了冷却面板稳态准三维热分析程序,将等效热流对应的冷壁对流换热系数和燃气总温作为高温燃气侧的边界条件。使用热分析程序完成了相应的计算。通过试验与计算数据对比研究,表明热分析计算的可信性。试验验证了冷却面板的设计与加工是可行的。 相似文献
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针对航空机载设备可靠性增长试验数据不规则的特点,在AMSAA模型的基础上提出了识别异常点的AMSAA模型与处理截断数据的AMSAA模型,并给出了模型拟合优度检验方法。经实例验证表明,识别异常点的AMSAA模型可以在给定置信度下识别出异常点并排除异常点对瞬时MTBF(平均故障间隔时间)极大似然估计值的干扰;截断数据的AMSAA模型能够利用被截取的部分数据,得到准确的瞬时极大似然估计值。 相似文献
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以西北工业大学亚音轴流压气机实验台的孤立转子为研究对象,对其进行了单通道定常、非定常的全三维数值模拟,研究了轴流压气机近失速工况下转子叶尖流动特性。通过对比分析转子在最高效率工况和近失速工况下的定常模拟结果,发现在近失速工况下转子叶顶流线变得更加切向,来流攻角不断增大,最终导致失速的发生。非定常模拟指出,在失速先兆区转子叶顶出现了前缘溢流和尾缘回流的现象,这满足突尖型失速先兆出现的两个准则,所以压气机为突尖型失速。 相似文献
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提出了一种三维霜冰结冰的数值模拟方法。基于欧拉-拉格朗日法计算空气-水滴两相流流场,获得了表面水滴撞击特性以及撞击量,求解质量守恒和能量守恒方程获得网格单元内的结冰量,三维霜冰的结冰计算程序采用用户自定义(UDF)编写,FLUENT提供的动网格功能实现了结冰后的网格重构。计算了4°攻角,液态水含量为1 g/m3,水滴直径20μm,结冰时间6 min,温度分别为-19.4°和-28.3°时NACA0012翼型的结冰,并与相关文献结果进行了对比,计算结果与文献实验结果吻合较好,验证了方法的合理性和可靠性。分析了不同的粒径、液态水含量、来流速度等对撞击特性以及结冰的影响,随着粒径、来流速度的增加,水滴收集系数、撞击区和结冰厚度增大,随着液态水含量的增加,水滴收集系数和撞击区是不变的,但是结冰厚度增加。 相似文献
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