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民用大涵道比发动机短舱阻力数值研究 预览 被引量:1
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作者 黑少华 江声兰 《沈阳航空航天大学学报》 2017年第4期48-54,共7页
大涵道比航空发动机短舱是飞机的关键阻力部件之一,对其阻力的产生原因及阻力特性变化规律开展研究是必要的。以典型的航空发动机孤立短舱模型为研究对象,并引入了一个定流量的发动机进气道入流边界和定总温总压的发动机喷流边界。通过F... 大涵道比航空发动机短舱是飞机的关键阻力部件之一,对其阻力的产生原因及阻力特性变化规律开展研究是必要的。以典型的航空发动机孤立短舱模型为研究对象,并引入了一个定流量的发动机进气道入流边界和定总温总压的发动机喷流边界。通过Fluent计算仿真探究了短舱阻力的产生原因,以及来流马赫数和进气道流量系数对短舱阻力的影响机理,得出了短舱的附加阻力、压差阻力、摩擦阻力和总阻力的变化规律。计算结果表明,短舱阻力的产生归因于捕获流管变细导致的附加阻力增加和溢流造成的短舱外表面压力变化和速度变化;随来流马赫数的增大,短舱总阻力增大;随进气道流量系数的增大,短舱总阻力减小。 展开更多
关键词 短舱阻力 附加阻力 压差阻力 来流马赫数 进气道流量系数
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双模态冲压发动机高超进气道的实验研究 预览 被引量:8
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作者 杨进军 张堃元 +1 位作者 徐辉 徐惊雷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第6期 473-475,499,共4页
设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫... 设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变. 展开更多
关键词 高超声速进气道 三维侧压式进气道 进气道试验 进气道流量系数 进气道总压恢复系数 斜楔板压缩角 双模态冲压发动机
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