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为了通过发动机尾喷管内固体颗粒的荷电水平来判断发动机的故障程度,对发动机尾喷管内固体颗粒的流动特性进行研究。选取某型发动机尾喷管为研究对象,利用ICEM软件进行建模与网格划分,通过Fluent模拟仿真分析颗粒直径和初始速度对颗粒分布的影响,探讨固相颗粒产生绳流、均匀弥散流、环流及层流等流型的条件。研究表明:局部注入的颗粒分布为绳流;对于面均匀注入方式,随着固体颗粒直径增大,其分布由均匀弥散流逐渐变为环流;随着颗粒直径和速度的增加,颗粒与尾喷管壁面碰撞加剧,部分区域出现层流;当颗粒直径和速度达到一定程度时,颗粒的分布规律保持稳定。 相似文献
892.
针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明:非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。 相似文献
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894.
为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,本文开展了基于直二元喷管形面优化的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明:在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。 相似文献
895.
本文提供了考虑化学反应非平衡和振动非平衡的喷管流动计算方法。在忽略扩散、粘性和热传导及辐射损失的假设下,得到完全气体一维定常流动方程,再加上振动能松驰方程和化学反应速率方程即可数值积分求解。采用扰动法得到接近平衡流的一组积分初值。采用“逆积分方法”求解通过喉道。计算结果是令人满意的。 相似文献
896.
897.
898.
Research of low boom and low drag supersonic aircraft design 总被引:1,自引:1,他引:1
Sonic boom reduction will be an issue of utmost importance in future supersonic transport, due to strong regulations on acoustic nuisance. The paper describes a new multi-objective optimization method for supersonic aircraft design. The method is developed by coupling Seebass–George–Darden(SGD) inverse design method and multi-objective genetic algorithm.Based on the method, different codes are developed. Using a computational architecture, a conceptual supersonic aircraft design environment(CSADE) is constructed. The architecture of CSADE includes inner optimization level and out optimization level. The low boom configuration is generated in inner optimization level by matching the target equivalent area distribution and actual equivalent area distribution. And low boom/low drag configuration is generated in outer optimization level by using NSGA-II multi-objective genetic algorithm to optimize the control parameters of SGD method and aircraft shape. Two objective functions, low sonic boom and low wave drag, are considered in CSADE. Physically reasonable Pareto solutions are obtained from the present optimization. Some supersonic aircraft configurations are selected from Pareto front and the optimization results indicate that the swept forward wing configuration has benefits in both sonic boom reduction and wave drag reduction. The results are validated by using computational fluid dynamics(CFD) analysis. 相似文献
899.
900.