检索结果-内蒙古大学图书馆

上海交通大学学报 2010年第10期44卷 1342-1346,1351页

作者：胡江峰欧阳华竺晓程杜朝辉上海交通大学机械与动力工程学院上海200240

基于二维流线曲率法数学模型,参考公开发表的研究成果,拓展了一种适应于跨声速压气机的损失和落后角模型,并考虑3D和雷诺数的修正,对轴流跨音速压气机转子NASA Rotor37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与实验数据进... 详细信息

基于二维流线曲率法数学模型,参考公开发表的研究成果,拓展了一种适应于跨声速压气机的损失和落后角模型,并考虑3D和雷诺数的修正,对轴流跨音速压气机转子NASA Rotor37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与实验数据进行了对比和分析.结果表明,该方法能较好地预测轴流压气机特性和参数分布,可为压气机的设计和优化提供参考.

关键词：跨音速压气机流线曲率法损失和落后角模型非设计点

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双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性

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航空学报 2008年第1期29卷 20-27页

作者：谭慧俊郭荣伟李光胜南京航空航天大学内流研究中心江苏南京210016

对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425... 详细信息

对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。

关键词：高超声速进气道双燃烧室发动机非设计点再起动

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轴流压气机非设计点性能计算

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航空动力学报 2012年第3期27卷 682-688页

作者：胡江峰竺晓程欧阳华羌晓青杜朝辉上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 上海交通大学航空航天学院上海200240

采用流线曲率法数学模型,结合跨声速轴流压气机的内部流场特征,拓展了一种非设计点特性计算方法.该方法基于近年来的国内外研究进展,考虑了非设计点工况下影响落后角及损失的诸多因素.对轴流跨声速压气机NASA(National Aeronautics and ... 详细信息

采用流线曲率法数学模型,结合跨声速轴流压气机的内部流场特征,拓展了一种非设计点特性计算方法.该方法基于近年来的国内外研究进展,考虑了非设计点工况下影响落后角及损失的诸多因素.对轴流跨声速压气机NASA(National Aeronautics and Space Administration)TP1669进行了数值计算,得到了展向参数分布和全工况下性能曲线,通过与实验值的对比和分析证明该方法和模型是可行的,可为压气机设计和优化提供参考.

关键词：流线曲率法压气机非设计点落后角损失

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涡轮增压固冲发动机非设计点特性研究

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固体火箭技术 2013年第4期36卷 491-495页

作者：杨飒何国强李江刘洋西北工业大学航天学院西安710072

涡轮增压固冲发动机（TSPR）将ATR的燃气涡轮增压部件和固冲发动机高能推进剂有机组合，实现了高比冲宽包线的性能要求。建立了TSPR非设计点性能模型，提出了TSPR2种调节方案，即等余气系数和等富燃流量。通过热力循环相似的ATR试验结... 详细信息

涡轮增压固冲发动机（TSPR）将ATR的燃气涡轮增压部件和固冲发动机高能推进剂有机组合，实现了高比冲宽包线的性能要求。建立了TSPR非设计点性能模型，提出了TSPR2种调节方案，即等余气系数和等富燃流量。通过热力循环相似的ATR试验结果，校核了本性能分析模型的准确性。研究TSPR2种调节方案的推力调节特性。2种调节方案的假想TSPR不同转速比冲均高于与设计推力比推力与其相等的ATR，等富燃流量调节方案的TSPR调节简单，推力调节范围大，性能更接近ATR。物理转速不变的假想TSPR可工作的速度、高度范围分别为Ma=0—2．4、0～16km，发动机高空高速比冲最高。等富燃流量调节方案TSPR的性能略低于等余气系数，但相比等余气系数，其控制规律简单，实现方便，是更实用的控制方案。

关键词：燃气涡轮增压非设计点性能分析模型燃气涡轮增压固冲发动机

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固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究

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固体火箭技术 2008年第5期31卷 445-448页

作者：陈湘陈玉春屠秋野蔡元虎张宏西北工业大学动力与能源学院西安710072

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择... 详细信息

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。

关键词：固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR) 非设计点数学模型富燃燃气

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高超声速锥导乘波体非设计点性能研究

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飞行力学 2009年第1期27卷 47-50页

作者：赵志宋文艳肖隐利西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4~7、迎角-6°^+6°的三维流场进行了数值模拟。研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在... 详细信息

对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4~7、迎角-6°^+6°的三维流场进行了数值模拟。研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在+2°迎角下达到最大。

关键词：高超声速乘波体升阻比数值模拟非设计点

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压气机串列叶栅非设计点工况流场结构变化研究

压气机串列叶栅非设计点工况流场结构变化研究

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作者：杨松霖上海交通大学

学位级别：硕士

提高压气机级负荷是压气机的重要发展方向。串列叶栅作为一种被动流动控制技术,能有效提高叶片负荷。本文以压气机串列叶栅静子为研究对象,采用二维定常、三维定常和三维非定常三种数值模拟方法,研究了不同周向偏距的串列叶栅在不同攻... 详细信息

提高压气机级负荷是压气机的重要发展方向。串列叶栅作为一种被动流动控制技术,能有效提高叶片负荷。本文以压气机串列叶栅静子为研究对象,采用二维定常、三维定常和三维非定常三种数值模拟方法,研究了不同周向偏距的串列叶栅在不同攻角工况下的性能和流场结构变化。研究结果表明:在大的负攻角工况下（-15°）,周向偏距对叶片性能和流场结构的影响具有特殊性;在其他攻角工况下,增大周向偏距能降低叶片损失、改善流场品质;而-15°攻角工况时,较大的周向偏距反而使流场恶化、叶片损失上升。对于二维串列叶栅,在设计点攻角工况下,出口气流角比较稳定,接近轴向出气;但-15°攻角工况时,气流角随周向偏距增大迅速下降,在周向偏距为0.85时气流已偏离轴向约-9°,周向偏距过大导致后排叶片受到前排叶片压力面分离流的影响显著。对于三维串列叶片,在0°、-5°攻角工况下,主叶展部分（20%80%）的出口气流角约为-5°;但-15°攻角工况下,周向偏距为0.85时气流偏离轴向最大处达到-11°。三维串列叶片非定常计算结果表明,在大部分叶展范围内,DES时均总压损失低于RANS的预测值;当流场状况较好时,RANS与DES时均值趋势较一致;而在流动分离更严重时,趋势差别较大,在近轮毂位置,DES时均总压损失系数随叶展的变化更大。

关键词：压气机串列叶栅周向偏距非设计点性能流场结构

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一种简捷可靠的低速风洞轴流风扇非设计点安装角调整方法

一种简捷可靠的低速风洞轴流风扇非设计点安装角调整方法

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中国力学大会-2015

作者：屈晓力余永生易星佑中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所

依据轴流风扇二维叶素理论及低速风洞回路气动特性,结合已有的风扇气动设计及调试经验,推导出风扇在非设计点时,风扇桨叶安装角与风扇转速、风扇气体流量之间的固有关系。同时证明,对于安装完毕的风扇系统,在风洞各部段未更换的情况下,... 详细信息

依据轴流风扇二维叶素理论及低速风洞回路气动特性,结合已有的风扇气动设计及调试经验,推导出风扇在非设计点时,风扇桨叶安装角与风扇转速、风扇气体流量之间的固有关系。同时证明,对于安装完毕的风扇系统,在风洞各部段未更换的情况下,其非设计点的叶片安装角与风扇提供的压升无直接关系。

关键词：低速风洞非设计点安装角

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高压捕获翼构型非设计点气动特性数值研究

高压捕获翼构型非设计点气动特性数值研究

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第十一届全国流体力学学术会议

作者：许先贵李广利王小永崔凯中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室中国科学院大学工程科学学院

高压捕获翼(High-pressure Capturing Wing,HCW)构型是一种新型高超声速飞行器概念构型。通过在机身顶部加上薄翼,使得飞行器升力大幅提升而阻力增加较小,从而在设计点获得更高的升阻比。为了研究其在非设计点的气动特性,本文基于某设... 详细信息

高压捕获翼(High-pressure Capturing Wing,HCW)构型是一种新型高超声速飞行器概念构型。通过在机身顶部加上薄翼,使得飞行器升力大幅提升而阻力增加较小,从而在设计点获得更高的升阻比。为了研究其在非设计点的气动特性,本文基于某设计点为马赫6的简化构型,针对马赫数8、10以及12进行数值模拟研究,并且考虑了飞行攻角的影响。结果表明:高压捕获翼构型在非设计点仍有良好的增升作用;随着马赫数增加,升力系数和阻力系数逐渐减小,摩擦阻力在总阻力中所占比值逐渐上升,并且摩阻占比随攻角增加逐渐下降;同时发现,当攻角逐渐增加,机体上壁面附近会出现分离泡,初步探索表明分离泡的产生与海拔高度有关。

关键词：高超声速高压捕获翼非设计点气动特性 CFD

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基于实验数据关联的涡轮部件非设计点效率预测方法

基于实验数据关联的涡轮部件非设计点效率预测方法

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中国航空学会第七届动力年会

作者：吴虎李密西北工业大学动力与能源学院

为有效解决军机涡扇发动机在各种大气条件（如高、低温和高原）下的地面起动问题,迫切需要发展相应的涡扇发动机起动模拟技术,这其中给出高、低压涡轮部件在小转速工况下性能尤为重要。通常涡轮特性除应用台架实验测量获取外,还能够采... 详细信息

为有效解决军机涡扇发动机在各种大气条件（如高、低温和高原）下的地面起动问题,迫切需要发展相应的涡扇发动机起动模拟技术,这其中给出高、低压涡轮部件在小转速工况下性能尤为重要。通常涡轮特性除应用台架实验测量获取外,还能够采用诸如逐排模拟、基元叶片模型和直接求解N-S方程的全三维模拟等方法来获取,但由于处于发动机起动状态下的涡轮工况远远偏离了其设计工况,故这些模型对准确获取此时涡轮部件特性数据无能为力。本研究基于现有的若干种发动机高、低压轴流涡轮部件设计点性能参数、几何尺寸参数和相应的实验特性数据,发展了一种计算现代涡扇发动机高、低压涡轮部件效率特性工程计算方法,将本方法应用于几个型号发动机高、低压涡轮部件,给出了其非设计点效率计算结果。进一步将预测结果与实验数据比较表明,本模型与方法不仅能够比较可靠预测出涡轮高换算转速工况(（?）=0.6～1.0)效率特性,也能合理给出涡轮更低换算转速工况(（?）=0.1～0.5)下的效率特性;计算结果表明:随着涡轮换算转速工况降低,沿（?）=const下（?） *（无量纲流量参数）最小值明显减小,故必须建立范围足够宽的相关实验数据分布趋势图,方能提高涡轮小换算转速工况效率预测精度;此外,随着涡轮换算转速工况降低,不仅在相同落压比下绝热效率显著减小,而且效率随落压比的变化规律也发生明显改变;当换算转速工况偏离设计状态不远时,随着涡轮落压比增加,起初涡轮效率是呈略微增加趋势的,进一步增大涡轮落压比,涡轮效率才开始缓慢降低;而当涡轮处于更低换算转速工况时,其效率随落压比增大迅速降低。本方法作为一种近似方法具有可接受的工程精度,尤其适合于计算涡扇发动机高、低压涡轮部件小转速工况效率特性。

关键词：涡轮部件涡扇发动机换算转速非设计点数据关联预测方法

来源：评论

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