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52.
开发了一种用于计算进气总压周向畸变对涡喷/涡扇发动机气动稳定性和主要性能参数影响的软件。该软件利用综合畸变指数来描述进气畸变,实现了以往只有通过畸变试验才能进行的对进气畸变的研究。 相似文献
53.
王显峰%富宏亚%韩振宇%王永章 《宇航材料工艺》2006,36(6):39-41
通过对复杂形体缠绕成型方法的分析,提出了面片缠绕的思想;同时针对缠绕过程中可能存在的架空问题提出了一套可行的判定准则和解决方案。以面片缠绕理论为基础,针对飞机发动机进气道缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的实用性,为航空航天高性能构件的缠绕成型探索了一条新的途径。 相似文献
54.
进气畸变对跨声速轴流压气机气动影响的机理研究 总被引:2,自引:2,他引:2
利用插板模拟跨声速轴流压气机进口流场畸变.通过实验和数值模拟两种手段详细分析了进口畸变下跨声速压气机的流动特点、激波沿周向的分布以及压气机的失速机理.实验和数值模拟的结果表明:插板使压气机前的不同周向位置产生正、负预旋流动;转子前速度的周向分布沿轴向是不断变化的,在距离转子较近时,畸变区的轴向速度反而较大;气流在过渡区A(转子进入低压区)时为正预旋,为非激波区;在过渡区B(转子退出低压区)和畸变区时为负预旋,为强激波区;过渡区的泄漏涡最强,是不稳定流动的诱发区域. 相似文献
55.
四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数(6.0)时的压缩效率,巡航点(来流马赫数为7.0)出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%. 相似文献
56.
采用实验和数值方法对双级波瓣引射混合器的引射性能进行研究,重点研究混合管在两种不同进口方式下的引射混合器气动特征差异,并初步分析混合管面积比和长径比对双级波瓣引射混合器引射性能的影响.结果表明:混合管进口方式对引射能力有非常重要的影响,在研究的结构参数条件下,对于受限式进口,单级波瓣引射混合器的引射能力要强于双级波瓣引射混合器约10%;而对于敞开式进口,其引射能力要优于受限式进口最大约35%,此时双级波瓣引射混合器的引射能力要略好于单级波瓣引射混合器.在较大的混合管面积比或较小的长径比下,敞开式进口下双级波瓣引射混合器较受限式进口表现尤为优越. 相似文献
57.
基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应 总被引:1,自引:0,他引:1
建立引入电磁源项的二维低磁雷诺数磁流体动力学(MHD)方程组,对高超声速二维前体/进气道黏性流场进行了数值模拟.在给出了进气道高于设计马赫数的非设计工况下黏性流场的基本特征基础上,进一步分析了施加MHD控制对进气道黏性效应的影响.结果表明:施加MHD控制可以有效抑制非设计工况下内进气道表面的附面层分离,改善上壁面的热状况,平衡上、下壁面之间的热负担;黏性作用下,进气道流场及性能参数随磁感强度的变化规律与无黏模型计算结果存在较大差别,对磁流体控制的高超声速进气道研究不可忽略黏性的影响. 相似文献
58.
二元高超声速变几何进气道气动特性研究 总被引:1,自引:1,他引:1
设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道. 相似文献
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