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中心分级燃烧室贫油熄火试验研究与数值模拟 认领
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作者 刘威 王成军 +3 位作者 郑顺 于雷 曾文 陈保东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期642-649,共8页
为研究三级旋流器下中心分级燃烧室贫油熄火性能,常压下针对在不同进气速度以及旋流器几何参数下中心分级燃烧室贫油熄火特性进行了试验研究与数值模拟,获得了在一定条件下的贫油熄火规律。试验结果表明:随着进气速度增大到35m/s时,贫... 为研究三级旋流器下中心分级燃烧室贫油熄火性能,常压下针对在不同进气速度以及旋流器几何参数下中心分级燃烧室贫油熄火特性进行了试验研究与数值模拟,获得了在一定条件下的贫油熄火规律。试验结果表明:随着进气速度增大到35m/s时,贫油熄火油气比减小至0.0070,说明进气速度对贫油熄火起重要作用;值班级旋向相反时贫油熄火油气比(A方案为0.0066,B方案为0.0071)均小于同向时(C方案为0.0078,D方案为0.0074),且A方案最小,说明值班级旋向对贫油熄火性能有明显的影响,值班级反向时熄火特性最好,且主燃级旋向对其作用不大,最佳旋向组合为A方案,即值班级1,2级叶片旋向反向,值班级2级叶片与主燃级叶片旋向相同;值班级1,2级叶片角度增大贫油熄火油气比分别下降了将近4%和9%,其熄火特性变好。数值模拟计算结果与试验结果熄火规律变化一致。 展开更多
关键词 燃烧室 贫油熄火 旋流器 旋向组合 叶片角度
利用小孔射流改善气膜冷却效率的数值研究 认领 被引量:4
2
作者 蒋永健 何立明 +1 位作者 苏建勇 于锦禄 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第8期 1375-1380,共6页
为了获得气膜孔下游放置一对射流小孔对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下射流小孔出口位置尺寸不同时流动过程和冷却效率的分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示小孔射流改善气膜冷却效率... 为了获得气膜孔下游放置一对射流小孔对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下射流小孔出口位置尺寸不同时流动过程和冷却效率的分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示小孔射流改善气膜冷却效率的作用机理.研究表明:在常规气膜孔下游开两个射流小孔后,两射流小孔分别产生一个较弱的与气膜孔反向涡对方向相反的反向涡对,反向涡对的相互作用减弱了气膜孔反向涡对的强度,使气膜的贴壁效果更好,提高了气膜孔的冷却效率.在各吹风比条件下,气膜孔下游有射流小孔时,冷却效率都有一定的提高,并且射流小孔间距较大时对两气膜孔中心线之间的横向平均冷却效率改善较大,吹风比较大时,效果更明显. 展开更多
关键词 气膜冷却 射流 流动传热
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涡轮叶片内部冷却通道传热和压力分布特性的实验 认领 被引量:6
3
作者 陈伟 阚瑞 +1 位作者 任静 蒋洪德 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第12期2779-2786,共8页
针对带45°肋片圆形弯头U型通道进行了传热和压力分布特性的实验研究.实验中进口雷诺数变化范围在30 000-55 000之间.研究表明,肋片引起的横向二次流在弯头前区域是强化传热的主要因素.不同雷诺数下传热分布和压力分布的趋势完全一... 针对带45°肋片圆形弯头U型通道进行了传热和压力分布特性的实验研究.实验中进口雷诺数变化范围在30 000-55 000之间.研究表明,肋片引起的横向二次流在弯头前区域是强化传热的主要因素.不同雷诺数下传热分布和压力分布的趋势完全一致,但弯头区后半段上传热分布有所差异.通道中的最大压降出现在弯头区,进口雷诺数越大,弯头损失系数和总损失系数都有所减小.流体在圆形弯头中,加速效果没有矩形弯头强烈,弯头区和弯头后的传热较矩形弯头都有较大幅度地减小. 展开更多
关键词 带肋U型通道 瞬态液晶 传热 压力损失 内部冷却
减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟 认领
4
作者 郝媛慧 王锁芳 夏子龙 《航空发动机》 北大核心 2019年第4期38-41,共4页
针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60... 针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。 展开更多
关键词 减涡管 出口角度 去旋系统 数值模拟 压力损失 航空发动机
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液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正 认领
5
作者 廖超 王晓伟 穆鹏刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期650-655,共6页
为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对... 为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 喷管 简化建模 模态计算 模型修正
变流向梯形通道内短扰流柱排的流量分配实验 认领 被引量:6
6
作者 张丽 朱惠人 +2 位作者 刘松龄 王学文 许都纯 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期 518-522,共5页
为了深入了解涡轮叶片尾缘扰流柱区域的流动情况,对叶片内流工程计算程序进行验证,针对气流90。转弯全部从弦向流出的情况,通过实验测量了梯形通道短扰流柱排的端壁静压分布,以及各段弦向出流量沿叶片径向的变化。实验结果表明:(... 为了深入了解涡轮叶片尾缘扰流柱区域的流动情况,对叶片内流工程计算程序进行验证,针对气流90。转弯全部从弦向流出的情况,通过实验测量了梯形通道短扰流柱排的端壁静压分布,以及各段弦向出流量沿叶片径向的变化。实验结果表明:(1)静压变化主要发生在弦向,尤其是在弦向出口附近静压变化剧烈,而沿径向静压变化不大。(2)在所研究的Re数范围内,靠近叶片根部和尖部的流量较大,而叶片中部的流量较小。(3)弦向出流量沿叶片径向的变化不超过30%。实验结果对涡轮叶片内部冷却计算具有重要的参考价值。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 扰流柱 流动 质量流量 压力
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基于非结构网格的涡轮气热耦合数值方法研究 认领
7
作者 汤超 葛宁 SHENG Chun-hua 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2013年第2期33-37,58共6页
利用课题组自主开发的三维非结构隐式N—S计算软件CU—Turbo,采用气热耦合计算方法,对MarkⅡ内冷径向涡轮导向叶片、带气膜冷却涡轮导叶MTl的流场和温度场进行了数值模拟。计算过程中,隐式时间推进中Jacobians矩阵采用对Roe通量的一... 利用课题组自主开发的三维非结构隐式N—S计算软件CU—Turbo,采用气热耦合计算方法,对MarkⅡ内冷径向涡轮导向叶片、带气膜冷却涡轮导叶MTl的流场和温度场进行了数值模拟。计算过程中,隐式时间推进中Jacobians矩阵采用对Roe通量的一种近似方法求解。结果表明,计算值与试验值吻合良好,验证了气热耦合计算方法的实用性和有效性,为涡轮工程设计提供了一种新的计算分析方法;涡轮叶片通道内附面层的不同流动状态及气膜冷却,对当地换热都有很大的影响。 展开更多
关键词 涡轮叶片 气热耦合 气膜冷却 隐式时间推进 非结构网格
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用温度修正的k-ε模型研究排气系统红外辐射特性 认领 被引量:1
8
作者 李喜喜 额日其太 +1 位作者 朱希娟 吴盟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1942-1948,共7页
为研究温度修正的k-ε湍流模型对排气系统红外辐射特性计算精度的改善程度,计算了某轴对称收敛喷管在3~5μm波段的空腔-喷流组合红外辐射特性,并与试验结果对比.喷管流场及温度场采用有限体积法(FVM)求解Navier-Stokes(N-S)方程得... 为研究温度修正的k-ε湍流模型对排气系统红外辐射特性计算精度的改善程度,计算了某轴对称收敛喷管在3~5μm波段的空腔-喷流组合红外辐射特性,并与试验结果对比.喷管流场及温度场采用有限体积法(FVM)求解Navier-Stokes(N-S)方程得到,湍流模型分别采用标准k-ε模型和温度修正的k-ε模型.红外辐射特性的计算采用有限体积法求解吸收-发射性介质条件下的三维辐射传输方程,并考虑大气衰减作用.计算结果表明:温度修正的k-ε模型可有效预测排气系统热喷流的核心区长度,从而获得与试验结果一致的红外辐射强度.与标准k-ε模型相比,采用温度修正的k-ε模型计算得到的红外辐射强度的最大相对误差由64%降至了4.3%,说明温度修正的k-ε模型适用于精确模拟排气系统的红外辐射特性. 展开更多
关键词 温度修正 湍流模型 排气系统 红外辐射 有限体积法
一种榫头榫槽啮合间隙流动特性的试验研究 认领
9
作者 段玉发 张丽 +1 位作者 陆海鹰 李兴来 《机械与电子》 2014年第2期7-10,共4页
对放大3倍的“S”型榫头榫槽啮合间隙的流量系数和沿程损失系数进行了试验研究,讨论了“S”型通道出口马赫数对流量系数的影响以及沿程损失特性。榫头榫槽啮合间隙是截面为“S”型的不规则通道。通过试验可得:“S”型通道的流量系数... 对放大3倍的“S”型榫头榫槽啮合间隙的流量系数和沿程损失系数进行了试验研究,讨论了“S”型通道出口马赫数对流量系数的影响以及沿程损失特性。榫头榫槽啮合间隙是截面为“S”型的不规则通道。通过试验可得:“S”型通道的流量系数不仅跟雷诺数有关系,而且跟通道出口马赫数也有关系。在通道出口马赫数小于0.3情况下,“S”型通道的流量系数随着雷诺数的增加而增加,然后趋于稳定;在出口马赫数大于0.3情况下,“S”型通道的流量系数随着马赫数的增加而增加;“S”型通道沿程损失系数随雷诺数的变化曲线中并不存在明显的层流到湍流的转唳点而只有一个转折点。结果对榫头榫槽啮合间隙在涡轮盘的热分析中有重要意义。 展开更多
关键词 榫头 榫槽 啮合间隙 不规则通道 流量系数 雷诺数 马赫数 损失系数
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扇形和圆形气膜冷却直孔的流场和传热实验研究 认领 被引量:8
10
作者 徐红洲 刘松龄 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期 497-504,共8页
对锥顶角(扇形角)γ分别为15°和30°的垂直扇形气膜冷却单孔射流下游的流场和传热进行了详细的实验研究,并与相同实验条件下圆孔射流的情形进行了比较。结果发现,扇形喷口下游的速度边界层等值线具有两种基本的分布形... 对锥顶角(扇形角)γ分别为15°和30°的垂直扇形气膜冷却单孔射流下游的流场和传热进行了详细的实验研究,并与相同实验条件下圆孔射流的情形进行了比较。结果发现,扇形喷口下游的速度边界层等值线具有两种基本的分布形式,即使在高吹风比M=2.0时,扇形孔的下游也没有明显大于主流速度的射流区域出现。吹风比M≥1.0时喷孔两侧边缘处沿流向形成了一对转向相反、强度较弱的纵向耦合涡。在相同的吹风比下,扇形喷孔出口 展开更多
关键词 气膜冷却 吹风比 射流 流场 传热 航空发动机
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等重量空心盘冷气布置方案 认领 被引量:6
11
作者 赵熙 徐国强 +1 位作者 罗翔 邓宏武 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期527-531,共5页
采用数值方法研究了双辐板涡轮盘(即空心涡轮盘)腔内的流动和换热结构.在空心涡轮盘与实心涡轮盘重量一定的前提下,按照转静腔和旋转腔冷气进气位置不同,提出几种组合进气方式的空心涡轮盘冷却结构,即:中心进气转静腔+中心进气... 采用数值方法研究了双辐板涡轮盘(即空心涡轮盘)腔内的流动和换热结构.在空心涡轮盘与实心涡轮盘重量一定的前提下,按照转静腔和旋转腔冷气进气位置不同,提出几种组合进气方式的空心涡轮盘冷却结构,即:中心进气转静腔+中心进气旋转腔、中心进气转静腔+高位进气旋转腔、高位进气转静腔+中心进气旋转腔以及高位进气转静腔+高位进气旋转腔.计算结果表明:中心进气转静腔+高位进气旋转腔结构、高位进气转静腔+高位进气旋转腔结构与等重量实心盘及其它空心盘结构相比具有较好的换热效果,同工况下涡轮盘体积平均温度和最大径向温差在空心盘各结构中较低,但阻力损失较大. 展开更多
关键词 双辐板涡轮盘 空心涡轮盘 涡轮盘 换热 流动
受限浸没射流阵列冲击针肋热沉的传热特性 认领 被引量:2
12
作者 杨瑞波 夏国栋 柴磊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第12期2795-2801,共7页
以去离子水为工质,对受限浸没射流阵列冲击矩形针肋热沉的传热特性进行了实验研究.讨论了热沉几何参数和射流雷诺数对传热特性的影响规律.结果表明:针肋高度直接影响换热能力,但并非越高越好;热沉传热特性受针肋宽度与肋间距影响较大,N... 以去离子水为工质,对受限浸没射流阵列冲击矩形针肋热沉的传热特性进行了实验研究.讨论了热沉几何参数和射流雷诺数对传热特性的影响规律.结果表明:针肋高度直接影响换热能力,但并非越高越好;热沉传热特性受针肋宽度与肋间距影响较大,Nu在0.625≤W/G≤1.000内呈塔型分布;Nu在2.5≤H/d≤10.0之间不断下降;S/d在3.00~4.50之间,Nu随S/d的增大单调递增,但Re增大到4 000后,换热性能与S/d基本无关;S/d在4.50~7.00之间,Nu随S/d的增大单调递减;热沉的热阻随泵功的增大而降低,但变化渐趋平缓. 展开更多
关键词 受限射流 射流阵列 肋化表面 对流热阻 强化传热
Experiment of heat transfer in oscillating turbulent flow in a pipe with constant heat flux 认领
13
作者 LI Ming-zhen DONG Jin-zhong 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1949-1955,共7页
Heat transfer characteristics of oscillating turbulent air flow in a pipe heated with constant heat flux were experimentally investigated.The experiments were performed over a range of 245.7 to 902 of the kinetic Reyn... Heat transfer characteristics of oscillating turbulent air flow in a pipe heated with constant heat flux were experimentally investigated.The experiments were performed over a range of 245.7 to 902 of the kinetic Reynolds number and 25 to 175 of the dimensionless oscillation amplitude.The effects of these two dimensionless parameters were analyzed.The results show that the cycle-averaged local Nusselt number increases with both the kinetic Reynolds number and the dimensionless oscillation amplitude.The space-cycle averaged Nusselt number also effectively increases with the kinetic Reynolds number and the dimensionless oscillation amplitude.Based on the experimental data,a correlation equation of the space-cycle averaged Nusselt number for air in terms of these two dimensionless parameters has been obtained. 展开更多
涡轮转子叶片异型气膜孔冷却数值研究 认领 被引量:3
14
作者 朱兴丹 张靖周 +2 位作者 谭晓茗 郭文 苏云亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第9期2065-2072,共8页
采用数值模拟的方法,研究了发动机工作条件下涡轮转子叶片压力面异型气膜孔的冷却特性,分析了吹风比和旋转雷诺数对气膜冷却的影响.结果表明:旋转条件下,气膜射流受离心力和哥氏力作用朝叶尖方向发生偏转,射流涡结构发生改变;随着旋转... 采用数值模拟的方法,研究了发动机工作条件下涡轮转子叶片压力面异型气膜孔的冷却特性,分析了吹风比和旋转雷诺数对气膜冷却的影响.结果表明:旋转条件下,气膜射流受离心力和哥氏力作用朝叶尖方向发生偏转,射流涡结构发生改变;随着旋转雷诺数增大,气膜射流向叶尖的偏转量逐渐增加,展向冷却均匀性提高,展向平均冷却效率略有提升;同一转速下扇形孔和收敛缝型孔能有效抑制气膜分离,展向平均冷却效率沿下游单调变化,随吹风比增加而升高,吹风比越小气膜射流向叶尖偏转越明显;旋转条件下,扇形孔与收敛缝型孔射流较圆孔射流仍有明显的冷却优势. 展开更多
关键词 涡轮转子叶片 异型孔 气膜冷却 吹风比 旋转雷诺数
氢燃料燃烧加热风洞中水蒸气相变效应的数值研究 认领 被引量:3
15
作者 郭向东 黄生洪 +2 位作者 吴颖川 罗喜胜 杨基明 《推进技术》 CSCD 北大核心 2017年第4期932-941,共10页
为明晰氢燃料燃烧加热风洞中的水蒸气相变效应,采用同时考虑凝结和蒸发相变模型的多组分输运可压缩流动数值模拟方法,研究了超声速喷管内的水蒸气凝结过程以及凝结气流再蒸发对典型压缩构型(二维斜劈、三维斜劈和圆锥)流场参数及气动... 为明晰氢燃料燃烧加热风洞中的水蒸气相变效应,采用同时考虑凝结和蒸发相变模型的多组分输运可压缩流动数值模拟方法,研究了超声速喷管内的水蒸气凝结过程以及凝结气流再蒸发对典型压缩构型(二维斜劈、三维斜劈和圆锥)流场参数及气动力的影响。结果表明:氢燃料燃烧加热风洞喷管气流中,水蒸气在较低总温条件下确实存在较大程度的凝结相变,但同时在斜劈激波压缩后也存在较强的蒸发相变;凝结会使喷管流场参数发生较大偏离,但再蒸发效应又会使气流经过斜劈压缩后趋近理想状态,趋近的程度受到压缩程度的影响。本文计算条件下,喷管内水蒸气相变导致出口参数偏差大于10%,但经过12°斜劈压缩后,流场参数以及表面气动力可恢复到理想状态的95%以上,此时相变的影响基本可以忽略。 展开更多
关键词 水蒸气 相变 高超声速流动 燃烧加热风洞 数值模拟
航空发动机叶片表面热障涂层温度分布的仿真分析 认领 被引量:3
16
作者 段力 高均超 +5 位作者 汪瑞军 胡铭楷 苏靖超 成清清 张博 袁涛 《上海交通大学学报》 CSCD 北大核心 2017年第8期915-920,共6页
采用有限元固体热传导仿真模型分析航空发动机导向叶片表面热障涂层(TBC)的温度特性;采用工程实验的通用模型,输入因变量(Input)一仿真模型和边界条件(Process)一输出变量(Output),进行热障涂层的实验设计;比较了几种热涂... 采用有限元固体热传导仿真模型分析航空发动机导向叶片表面热障涂层(TBC)的温度特性;采用工程实验的通用模型,输入因变量(Input)一仿真模型和边界条件(Process)一输出变量(Output),进行热障涂层的实验设计;比较了几种热涂层材料(如ZrO2系列TBC)的隔热性能,分析了不同的基底与TBC厚度下隔热性能的变化情况.同时,通过计算机仿真方法探讨了国内外相关文献中的TBC隔热效果的差异性.结果表明,温度边界条件对于准确估算TBC的隔热效果至关重要.在对比TBC的隔热性能时,需对测温环境进行标定. 展开更多
关键词 航空发动机 热障涂层 有限元法
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涡轮叶片尾缘复合通道中隔板结构对换热特性的影响 认领 被引量:10
17
作者 丁水汀 刘丽艳 +2 位作者 李莉 陶智 徐国强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期 523-527,共5页
采用热色液晶测温法,测量了涡轮叶片尾缘带隔板的复合通道的温度场。主要讨论了在通道其它结构均相同的条件下分别采用4种不同结构的隔板(2种孔径的矩形隔板与2种孔径的波形隔板),研究隔板中孔径大小对通道换热和流阻的影响。结果... 采用热色液晶测温法,测量了涡轮叶片尾缘带隔板的复合通道的温度场。主要讨论了在通道其它结构均相同的条件下分别采用4种不同结构的隔板(2种孔径的矩形隔板与2种孔径的波形隔板),研究隔板中孔径大小对通道换热和流阻的影响。结果表明:矩形隔板中将矩形隔板上的孔由原来的1.8mm放大到2.5mm(即出流孔的总面积放大一倍)后提高了通道的换热,降低了流阻;波形隔板中将隔板由波谷孔径1.5mm、波峰孔径2.1mm分别放大到波谷孔径2.1mm、波峰孔径3.0mm后对换热没有提高;矩形隔板与波形隔板比较的情况下,波形隔板的换热均高于矩形隔板,而且流阻较低。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 叶片尾缘 热色液晶 矩形隔板 波形隔板 换热
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单相液体发汗冷却规律实验 认领 被引量:2
18
作者 熊宴斌 祝银海 +2 位作者 姜培学 黄拯 刘元清 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1956-1961,共6页
以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷... 以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析. 展开更多
关键词 热防护 单相液体 发汗冷却 风洞实验 超燃冲压发动机支板
大涵道比发动机通流短舱阻力特性修正数值研究 认领 被引量:1
19
作者 刘凯礼 司江涛 +2 位作者 赵克良 钟园 柴啸 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期978-985,共8页
为准确获取大涵道比发动机气动特性,根据民用飞机研制需求,对民用干线飞机的发动机短舱三维流场进行数值模拟,对比了通流短舱和真实发动机短舱流场特征,分析了通流短舱的气动特性和阻力修正方法。结果表明:大涵道比发动机通流短舱的流... 为准确获取大涵道比发动机气动特性,根据民用飞机研制需求,对民用干线飞机的发动机短舱三维流场进行数值模拟,对比了通流短舱和真实发动机短舱流场特征,分析了通流短舱的气动特性和阻力修正方法。结果表明:大涵道比发动机通流短舱的流场特征、气动力和真实发动机较为接近,但是由于发动机内流通道气动力一般计入推力和无法完全模拟发动机进排气效应,有必要对通流短舱进行考虑内部阻力在内的气动特性修正;通过对大涵道比发动机推阻力划分理论进行分析,获得了与真实发动机一致的通流短舱气动力分解方法,并可以较好地应用到通流短舱内部阻力修正上;通过对通流短舱阻力修正(含内阻修正和溢流阻力修正),在巡航状态下修正后的通流短舱与发动机动力短舱阻力特性差异降低了约46%;在高速巡航状态,阻力修正后的通流短舱气动特性可以更好地反映真实发动机工作的影响,但依然有必要对发动机动力喷流影响开展进一步的分析工作。 展开更多
关键词 民用飞机 发动机 短舱 阻力 数值模拟
核心机驱动风扇级气动参数径向分布对变循环发动机性能的影响 认领
20
作者 宋甫 周莉 +2 位作者 王占学 张晓博 张明阳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期1449-1456,共8页
为了考虑部件流动细节对发动机性能的影响,采用迭代耦合方法建立了变循环发动机(Variable cycle engine,VCE)多维仿真模型。在VCE多维仿真模型中,核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)三维仿真模型的结果以流量修正因子、压比... 为了考虑部件流动细节对发动机性能的影响,采用迭代耦合方法建立了变循环发动机(Variable cycle engine,VCE)多维仿真模型。在VCE多维仿真模型中,核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)三维仿真模型的结果以流量修正因子、压比修正因子和等熵效率修正因子的形式反馈给VCE零维仿真模型,对CDFS的特性图进行修正。在考虑CDFS气动参数径向分布的影响时,根据CDFS涵道比及三维仿真结果,计算CDFS内、外涵的流量、压比及等熵效率,同时在VCE零维仿真模型中以CDFS外涵特性图的辅助变量β值取代CDFS涵道比作为迭代变量。结果表明:在VIGV角度为15°时,外涵区域的压比低于内涵区域的压比;而在VIGV角度为40°时,叶尖区域的流动分离更为严重,导致转子进口的攻角增大,转子叶尖区域的负荷加重,外涵区域的压比高于内涵区域的压比;CDFS气动参数径向分布对VCE性能有较为明显的影响,CDFS较高的内涵压比及较低的外涵压比可使发动机核心流流量增大及总增压比升高,进而引起发动机推力的增大,推力最大变化为1.75%。 展开更多
关键词 变循环发动机 核心机驱动风扇级 多维度仿真模型 迭代耦合方法 气动参数径向分布
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