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841.
842.
对空调系统地面超温的数据进行分析,将发生故障的季节与外界环境相结合,深入分析,制定相应的散热器更换计划和排故措施,将组件超温对航班的影响降至最低。 相似文献
843.
844.
为阐明实际工作环境参数下气冷喷油杆内燃油结焦速率与沉积厚度等特性,建立沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型,获得了喷杆壁面与燃油温度、结焦速率与相对结焦厚度等参数沿程分布。分析了燃油进口温度和质量流量对燃油结焦特性的影响,并与无气冷喷杆方案结果进行了对比。计算结果表明:燃油温度沿轴向逐渐升高,喷杆壁温在底端达到峰值。基准工况下气冷喷杆结焦速率和结焦厚度均沿轴向先升高后降低。结焦速率最大为26μg/(cm2·h),对应相对结焦沉积厚度0.6%。无气冷喷杆方案,在喷杆前端和底部各存在一结焦峰值区域。结焦速率峰值分别为398μg/(cm2·h)和807μg/(cm2·h),对应相对结焦沉积厚度8%和15%。固定燃油进口流量,随着燃油进口温度升高,结焦速率显著增大,喷杆内结焦总质量呈指数级增长趋势。固定燃油进口温度,进口流量越大,结焦速率略有增大,结焦总质量仅呈线性增长趋势。相较于无气冷喷杆,气冷喷杆可显著降低喷杆壁面与燃油温度,从而大幅抑制结焦生成。 相似文献
845.
为满足Xiamen Turbine Ejector Ramjet(XTER)组合循环发动机的工作需求,设计了一种具备涡轮、引射火箭、冲压三种模态,工作速域范围Ma∞=0~6的三维内转四通道组合进气道。重点对比分析了引射火箭至冲压的模态转换过程在固定马赫数转级(Ma∞=4.0)和区间马赫数转级(Ma∞=3.0~4.0)模式下的流动与性能特性。结果表明:该进气道在两种转级模式中均正常工作,进气道的捕获流量均能实现由引射火箭通道向冲压通道平稳过渡。固定马赫数转级时,由于分流板的调节,进气道总流量系数由0.92降至0.91,喉道马赫数从2.47降至1.99。引射火箭通道出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.28下降至0.13,冲压通道出口总压恢复系数从0.27升至0.48。区间马赫数转级时,进气道总流量系数从0.89上升至0.91,喉道马赫数从1.63增至1.99。引射火箭通道的出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.60下降至0.13,冲压通道出口的总压恢复系数从0.55下降至0.48。两种转级模式下,冲压通道的抗反压能力均逐渐增强,但结合通道内流动特性与各项性能参数,选择区间马赫数下转级可提高该组合进气道的综合气动性能。 相似文献
846.
847.
航空发动机进气旋流畸变研究综述 总被引:1,自引:1,他引:0
为完善和发展航空发动机进气旋流畸变研究体系,回顾了进气旋流畸变的产生与来源,概述了国内外模拟旋流畸变的方法。归纳总结了不同类型、不同结构的旋流畸变对压气机以及航空发动机性能和稳定性的影响。综合分析了当前旋流畸变研究存在的问题和困难,对旋流畸变的发展趋势进行了讨论,提出以下建议:发展可变式旋流畸变发生器;探究旋流畸变对发动机整机性能的影响机理,为有效扩稳打下基础;要利用多种途径开展旋流进气条件下的压气机/发动机扩稳研究;建立统一的旋流畸变评价指标,并纳入到综合畸变指数系统中;探索小畸变进气道的设计方法。 相似文献
848.
849.
跨声速涡轮静子端壁气膜冷却数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对跨声速涡轮静子端壁气膜冷却进行了数值研究。研究发现涡轮静子端壁存在几个强换热区域:叶片前缘马蹄涡及前缘马蹄涡区域、吸力面马蹄涡分支覆盖区域、通道中靠近压力面侧和尾缘附近及尾缘后区域。针对端壁区域复杂的换热分布,设计了1种新型端壁全气膜冷却布置。通过数值研究对比了在不同进口吹风比情况下的壁面Nu、壁面气膜冷却效果和壁面热负荷。结果表明:存在最佳的进口吹风比,即在前缘Minlet=1.0时,尾缘Minlet=4.0时,端壁区域冷却效果最好。 相似文献
850.