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飞机进气道阻力测量研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文以一种战斗机两侧进气布局为例,探讨了在风洞试验中,同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平,解决了干扰密封问题,得到了合理的实验结果,为进气道唇口的设计提供了有效手段。 相似文献
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为探索进气畸变对压气机失速起始特性的影响,本文以一台双级低速轴流压气机为研究对象,对均匀进气和多种进气畸变形式下的失速起始特性进行了详细研究。进气畸变包括1×90°稳态单波、2×90°稳态双波和1×90°周向旋转单波3种形式,压气机转速为600 r/min和800 r/min。试验结果表明,在均匀进气和固定进气畸变条件下该压气机均表现为模态波式失速起始特征,而在旋转畸变时观察不到失速前扰动信号。均匀进气时,失速前20~30个转子旋转周期即可观察到模态波的存在,其传播速度等于42%转子转速,并诱导产生旋转失速团,而且在失速发展过程中,失速团旋转速度保持不变。稳态进气畸变时,也是由模态波诱导产生旋转失速,但在失速团发展过程中,失速团的旋转速度会发生变化。旋转进气畸变时,失速前检测不到42%转子转速的模态波扰动,也没有发现尖脉冲扰动。 相似文献
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冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。 相似文献
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140.
进气预旋对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了明确混合排气系统内涵进气预旋角对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes方程组的三维流场数值仿真方法对某环形混合器混合排气系统在不同进气预旋角工况下的流场进行了分析,并将结果同轴向进气的情况进行了对比.结果表明:内、外涵之间剪切层的厚度以及剪切层的扭曲程度随进气预旋角的增加而增大.在环形混合器混合排气系统出口处,随着进气预旋角的增加,热混合效率小幅升高,其中30°进气预旋角模型热混合效率为轴向进气模型的1.36倍;总压恢复系数和环形混合器混合排气系统推力逐渐降低,较轴向进气模型,30°进气预旋角模型总压恢复系数降低了0.0034,而相对推力下降了0.081. 相似文献