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531.
针对变循环发动机压缩系统多模式和多工况的工作特点,开展了核心机驱动风扇级(CDFS)多状态和多目标兼顾设计,CDFS、前涵道引射器和高压压气机气动一体化设计,大攻角范围、低损失可调导叶和静子设计。针对压缩系统的气动设计难点,在设计点选取、叶片造型、流场设计、调节规律设计方面提出了解决措施和优化方向。数值模拟与试验结果表明:实现了压缩系统在多模式下的性能兼顾,达到了预期的流量调节范围和涵道比调节范围,满足了设计指标要求。 相似文献
532.
采用掠形设计技术对一台大涵道比涡扇发动机的风扇转子叶片进行了三维优化.通过三维定常Navier-Stokes(N-S)方程计算,分析了叶片尖部及根部掠形设计参数对风扇转子性能的影响.结果表明,叶片尖部前掠和根部后掠都能增加风扇转子的堵点流量,扩大其稳定工作范围.采用叶片尖部前掠和根部后掠的组合方案优化了叶片.单转子计算结果表明,优化后叶片的堵点流量增加约2%,设计流量点总压比和等熵效率分别增加5%和2%;风扇/增压级整机内外涵联算结果表明,优化后在起飞、巡航和爬升转速下,外涵的稳定工作范围都明显增加,巡航转速下,堵点流量增加约2.3%,失速点流量减小约5.2%,设计流量点的外涵总压比和等熵效率分别增加2%和0.8%,优化后内涵特性没有明显变化. 相似文献
533.
534.
535.
536.
537.
对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。 相似文献
538.
根据DD3合金的热分析和相分析结果,设计了以增大.γ'平均尺寸、改善γ'尺寸分布和提高析出相含量为目的的时效和固溶处理制度,进行了提高DD3单晶高温合金蠕变性能的热处理工艺研究.结果表明,增加一级高温时效处理可使γ'相尺寸明显增大;高温时效温度高于1080℃时,γ'相过分长大;1060℃/4h时效处理后,γ'相组织最优;配合在1265℃/4h的固溶处理,γ'相含量得到提高的同时,合金蠕变、拉伸性能优异.组织与性能研究证明,加入一级高温时效处理的新工艺可使DD3合金组织得到明显优化,760~1038℃范围内的蠕变性能获得显著提高.根据该结果,新的热处理工艺确定为:1265℃/4h,AC+1060℃/4h,Ac+870℃/32h. 相似文献
539.
540.
以中国航天空气动力技术研究院(CAAA)FD-07风洞为对象,进行了马赫数5~6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试,获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析,得出如下结论:(1)在FD-07风洞引射器马赫数5~6试验中,一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时,引射器运行效率较高,中压气源消耗较少;(2)超声速引射器用于维持风洞运行压比,而风洞驻室低压环境(即试验模拟高度能力)主要由主气流状态决定,与引射器关系不大;(3)一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态,优化了引射器运行压力方案。 相似文献