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The present work is about the stall margin enhancement ability of a kind of stall precursor-suppressed (SPS) casing treatment when fan/compressor suffers from a radial total pres-sure inlet distortion. Experimental researches are conducted on a low-speed compressor with and without SPS casing treatment under radial distorted inlet flow of different levels as well as uniform inlet flow. The distorted flow fields of different levels are generated by annular distortion flow gen-erators of different heights. The characteristic curves under these conditions are measured and ana-lyzed. The results show that the radial inlet distortion could cause a stall margin loss from 2% to 30% under different distorted levels. The SPS casing treatment could remedy this stall margin loss under small distortion level and only partly make up the stall margin loss caused by distortion in large level without leading to perceptible additional efficiency loss and obvious change of charac-teristic curves. The pre-stall behavior of the compressor is investigated to reveal the mechanism of this stall margin improvement ability of the SPS casing treatment. The results do show that this casing treatment delays the occurrence of rotating stall by weakening the pressure perturbations and suppressing the nonlinear amplification of the stall precursor waves in the compression system. 相似文献
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A study on optimal control of the aero-propulsion system acceleration process under the supersonic state 总被引:1,自引:0,他引:1
In order to solve the aero-propulsion system acceleration optimal problem, the necessity of inlet control is discussed, and a fully new aero-propulsion system acceleration process control design including the inlet, engine, and nozzle is proposed in this paper. In the proposed propulsion system control scheme, the inlet, engine, and nozzle are simultaneously adjusted through the FSQP method. In order to implement the control scheme design, an aero-propulsion system component-level model is built to simulate the inlet working performance and the matching problems between the inlet and engine. Meanwhile, a stabilizing inlet control scheme is designed to solve the inlet con-trol problems. In optimal control of the aero-propulsion system acceleration process, the inlet is an emphasized control unit in the optimal acceleration control system. Two inlet control patterns are discussed in the simulation. The simulation results prove that by taking the inlet ramp angle as an active control variable instead of being modulated passively, acceleration performance could be obviously enhanced. Acceleration objectives could be obtained with a faster acceleration time by 5%. 相似文献
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314.
对转涡轮研究的回顾与展望 总被引:7,自引:0,他引:7
概述了国外对转涡轮技术的发展状况,详细介绍了中国科学院工程热物理研究所近年来对对转涡轮研究的情况。研究表明:1 1/2对转涡轮所面对的挑战是前所未有的,而1 3/2对转涡轮是战胜这种挑战的有效途径;加OGV是扩展1 1/2对转涡轮应用范围的有效措施。同时,列举了对转涡轮所面临的基础问题。 相似文献
315.
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随着飞行速度的不断提高,工程中对飞行器包络约束和减阻减重提出了更高的要求,为满足当前工程应用中的迫切需求,以一有隔道进气道为研究背景,对无隔道进气道于超声速领域的应用前景进行初步探索。主要开展了传统和新型两型无隔道进气道的设计研究工作,通过数值计算的方法得到其气动性能和阻力性能的收益变化(传统无隔道进气道在Ma2.2~Ma3.5下总压恢复系数下降5%~7%,额定及超额定状态下减阻约13%~21%;新型无隔道进气道在Ma2.2~Ma3.0总压恢复系数下降2.8%~6.5%,Ma3.5下提升2%,Ma2.2~Ma3.5飞行器减阻约2%~10%),并对其工作机理及流场结构进行了详细的分析,以此给出了工程应用的合理化建议:(1)传统无隔道进气道应选取低马赫数作为设计点,避免其处于亚额定状态工作,以保证获取较好的阻力性能。(2)新型无隔道进气道适用于Ma3量级的超声速领域,具有良好的气动与阻力性能。 相似文献
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318.
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320.
在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。 相似文献