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141.
以某变循环发动机(VCE)所用核心机驱动风扇级(CDFS)为研究模型,数值模拟了CDFS在真实边界环境下的流动特性,分析了单/双涵道工作模式下,不同形式的可调进口导叶(IGV)对CDFS流动特性及性能的影响机理。结果表明:不同工作模式时,CDFS靠导叶角度的开闭实现大范围的流量调节。单涵道(SB)工作模式时,不同形式的可调进口导叶(VIGV)对CDFS性能的影响差异很小;双涵道(DB)工作模式时采用常规可调导叶(CIGV)会在其吸力面产生较大的流场分离,且流通能力和流量调节范围大大降低。可变弯度导叶通过可转动部分的开闭实现CDFS对流量调节的需求;通过固定部分保证CDFS导叶进口气流攻角基本不变,同时在固定部分和可转动部分连接处所形成的收缩通道的加速效应显著抑制了导叶吸力面的流动分离。可变弯度导叶是适用于CDFS在不同工作模式下性能参数及流量调节需求的可调导叶的形式。 相似文献
142.
以PW1100G发动机进气道为例,简析其主要结构特点,总结整理典型唇口蒙皮损伤的修理方法,并结合实际维修过程中的经验数据,对不同程度损伤修理方法的选用进行梳理。 相似文献
143.
空空导弹固体火箭冲压发动机设计参数优化 总被引:3,自引:1,他引:2
为使空空导弹在较宽的空域范围内获得优化的综合性能,提出了以导弹综合特性为目标函数来优化固体火箭冲压发动机设计参数的思路,以空空导弹在飞行高度分别为5,10km和15km的飞行距离和飞行速度的综合性能参数为目标函数,建立了固体火箭冲压发动机设计参数优化模型,利用遗传算法进行了固体火箭冲压发动机设计参数的优化.优化的结果表明:当参数选择适当时,采用非壅塞固体火箭冲压发动机的空空导弹在较宽的工作包线内也能够具有优秀的飞行性能,在高度为5,10km和15km时,空空导弹的飞行距离分别达到了62.9,89.2km和133.1km,空空导弹的平均飞行速度也得到了提高. 相似文献
144.
145.
一种轴对称变几何进气道设计方法 总被引:4,自引:2,他引:2
对带凹腔的圆锥流动进行了数值分析,就流场结构和总压分布与实验结果进行了比较,数值模拟结果与实验数据吻合较好,结果可信.数值模拟研究了不同几何构型的凹腔对圆锥流动的影响,分析并揭示了凹腔与圆锥流场的耦合流动特征.据此,对一种圆锥头部可移动的轴对称变几何进气道开展了方案设计及气动性能分析,并与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数时,后退圆锥头部可以调节进气道外压缩波系,保证流量系数达到0.99以上,采用该变几何技术,在不改变进气道内通道几何形状的前体下,可明显提高进气道的流量系数. 相似文献
146.
基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。 相似文献
147.
148.
Nozzle effects on thrust and inlet pressure of a multi-cycle air-breathing pulse detonation engine (APDE) are investigated experimentally. An APDE with 68 mm in diameter and 2 050 mm in length is operated using gasoline/air mixture. Straight nozzle, converging nozzle, converging-diverging nozzle and diverging nozzle are tested. The results show that thrust augmentation of converging-diverging nozzle, diverging nozzle or straight nozzle is better than that of converging nozzle on the whole. Thrust augmentation of straight nozzle is worse than those of converging-diverging nozzle and diverging nozzle. Thrust augmentations of diverging nozzle with larger expansion ratio and converging-diverging nozzle with larger throat area range from 20% to 40% on tested frequencies and are better than those of congeneric other nozzles respectively. Nozzle effects on inlet pressure are also researched. At each frequency it is indicated that filling pressures and average peak pressures of inlet with diverging nozzle and converging-diverging nozzle with large throat cross section area are higher than those with straight nozzle and converging nozzle. Pressures near thrust wall increase in an increase order from without nozzle, with diverging nozzle, straight nozzle and converging-diverging nozzle to converging nozzle. 相似文献
149.
内并联型TBCC进气道方案设计及验证 总被引:7,自引:4,他引:3
提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma0≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备. 相似文献
150.
为探索利用射流技术降低进气道起动马赫数的可行性,对二元高超声速进气道二维流场进行了数值模拟,通过对比不同工况的流场结构、流量系数及总压恢复系数,分析了射流对高超声速进气道的作用效果,并研究了射流速度、压强及倾角对进气道起动性能的影响。分析结果表明:施加射流,激波与进气道边界层原有干扰形式发生改变,是降低进气道起动马赫数的主要原因。研究还表明,增大射流速度利于提高控制效果,但持续增大射流速度,会造成隔离段反压升高,并且这一现象与射流压强相关,降低射流压强能使进气道起动的射流速度区间扩大,同时在不同射流倾角下,上述规律表现一致。该研究揭示了进气道起动能力随射流参数变化的系统性规律,可用于指导工程设计及优化。 相似文献