總壓
- 斜爆轟波總壓規(guī)律及其在爆轟發(fā)動機分析模型中的應(yīng)用1)
量[25],氣流總壓在動力系統(tǒng)中一直是個實際而又重要的參數(shù).對動力系統(tǒng)而言,更小的總壓損失意味著更大的推力潛力.對于超聲速氣流中斜激波的總壓規(guī)律,史愛明等[26]基于斜激波極曲線方法,在斜激波全解域中發(fā)現(xiàn)了最小總壓損失直線規(guī)律,并給出了斜激波總壓損失律圖解.通過斜激波總壓損失律圖解,可以快速確定當(dāng)前楔面角度下滿足最小總壓損失的斜激波結(jié)構(gòu),為提高動力系統(tǒng)效率提供了一種具有應(yīng)用前景的理論參考.而對于以爆轟波為基礎(chǔ)的爆轟推進系統(tǒng),斜激波的總壓損失律圖解顯然失去直
力學(xué)學(xué)報 2023年9期2023-10-29
- 總壓對L360NS 鋼在CO2 /H2 S/O2體系中腐蝕行為的影響
O2含量＞溫度＞總壓＞H2S 含量＞CO2含量。宋曉琴等[5]研究發(fā)現(xiàn)影響35CrMo 鋼在火驅(qū)尾氣環(huán)境中的腐蝕速率的因素排序為:氣質(zhì)組成＞溫度＞總壓。本工作采用失重試驗、腐蝕產(chǎn)物和基體形貌表征以及腐蝕缺陷深度測試等方法，探討不同總壓對L360NS 鋼在CO2/H2S/O2體系中的腐蝕行為的影響，定量描述局部腐蝕發(fā)生的趨勢和程度，并揭示相應(yīng)腐蝕機理，研究結(jié)果可為類似工況下輸氣管道的腐蝕防控提供一定參考。1 試 驗1.1 試驗材料試驗材料為輸氣管道L360N
材料保護 2023年6期2023-07-04
- 納秒脈沖等離子體激勵控制短艙側(cè)風(fēng)流動分離實驗研究
圖像測速和管道內(nèi)總壓測量對側(cè)風(fēng)條件下地面渦的形成進行了實驗研究[6];Majic等對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機進氣道的氣動性能進行了數(shù)值研究[7];Harjes等探究側(cè)風(fēng)條件引起的噴氣發(fā)動機進氣畸變[8]。在短艙流場探究過程中,多以數(shù)值仿真[7, 9-15]為主,而對于實驗探究以及仿真結(jié)果驗證相對較少。目前,等離子體流動控制是一種新型的主動流動控制技術(shù)方式,在改善流場特性領(lǐng)域具有自身獨特的發(fā)展優(yōu)勢,具有廣闊的發(fā)展與應(yīng)用前景。其主要難點在于等離子體激勵能否與流場產(chǎn)生有效
空軍工程大學(xué)學(xué)報 2023年2期2023-05-06
- 一種小型發(fā)動機進氣畸變模擬裝置的設(shè)計仿真分析*
場畸變一般指流場總壓畸變。 如果總壓畸變不隨時間變化，稱為穩(wěn)態(tài)總壓畸變，常用DC60、DC90或Δ等畸變指標(biāo)衡量畸變大小。 流場畸變的模擬有多種技術(shù)。 最早采用的是畸變模擬網(wǎng)技術(shù)[1]，其流場紊流度較小，主要產(chǎn)生的是穩(wěn)態(tài)總壓畸變。 空氣噴流畸變模擬器同樣模擬的是穩(wěn)態(tài)總壓畸變，其通過噴射氣流來形成不均勻流場。 隨著超聲速戰(zhàn)斗機的發(fā)展，出現(xiàn)了紊流發(fā)生器技術(shù)，其主要模擬流場中的大振幅的不規(guī)則脈動。 畸變模擬板技術(shù)通過改變模擬板的形狀、厚度、挖孔大小及分布，可以綜
機械研究與應(yīng)用 2022年5期2022-11-28
- 單點總壓探針安裝位置對壓氣機進口級出口流場及測量結(jié)果的影響
。結(jié)果表明在葉型總壓探針前端增加整流套，可有效增加探針的不敏感角以及高馬赫數(shù)的測量準(zhǔn)確度。魏崇等[6]研究發(fā)現(xiàn)隨著馬赫數(shù)增加，探針對下游流場的影響程度越大，對下游流場流向的影響距離最大可達50倍探針支桿直徑，對周向的影響距離最大可達15°。高杰等[7]研究分析了不同結(jié)構(gòu)的探針支桿對壓氣機葉柵性能的影響，發(fā)現(xiàn)總壓探針支桿會增加葉柵和對應(yīng)葉片的總壓損失，當(dāng)探針安裝在葉柵通道中部時，支桿對下游流場的影響最小。付少林等[8]研究發(fā)現(xiàn)當(dāng)探針位于近壁面時，渦輪測試效率
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2022年3期2022-07-22
- 管內(nèi)插板后穩(wěn)動態(tài)流動規(guī)律研究
，而管道截面上的總壓分布不均勻會對發(fā)動機運行的穩(wěn)定裕度產(chǎn)生明顯影響[1-2]，進而影響飛行安全。所以，在發(fā)動機地面試車時，會使用畸變發(fā)生裝置模擬飛行條件下所存在的總壓分布不均勻的畸變來流以測試發(fā)動機穩(wěn)定性[3-4]。插板式畸變發(fā)生器作為一種標(biāo)準(zhǔn)畸變發(fā)生裝置[5]，廣泛用于軍用和民用噴氣發(fā)動機的穩(wěn)定性測試。插板式畸變發(fā)生器是利用管道內(nèi)的擋板在其下游產(chǎn)生局部的總壓損失，以便在管道截面生成類似于實際情況的穩(wěn)態(tài)不均勻總壓分布，并且管內(nèi)的鈍體繞流還會使得總壓產(chǎn)生隨時
機械制造與自動化 2022年3期2022-06-24
- 球窩型總壓探針氣動結(jié)構(gòu)選型分析研究
接觸式測量方法，總壓探針憑借其方便、可靠的特點在航空航天氣動流場測量領(lǐng)域有著非常廣泛的應(yīng)用。目前常用的總壓探針有三種結(jié)構(gòu)形式，分別為L型探針、帶套筒型探針以及球窩型探針[1]。這三種結(jié)構(gòu)總壓探針其特點各不相同，其中L型探針結(jié)構(gòu)簡單，但不敏感角度?。粠淄残吞结槣y量性能優(yōu)于L型，但其結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，尤其套筒直徑相對較大，增大了其使用安裝不便性；球窩型探針測量性能相對其他兩種最佳，且結(jié)構(gòu)簡單便于安裝，唯一的缺點是對加工精度要求較高。隨著這些年機械加工技術(shù)的發(fā)展，
中國測試 2022年5期2022-06-10
- 某連續(xù)式超聲速風(fēng)洞控制系統(tǒng)設(shè)計研究
等部段，同時配置總壓系統(tǒng)實現(xiàn)增壓和降壓運行，配置換熱器段實現(xiàn)總溫調(diào)節(jié)。目前國內(nèi)超聲速風(fēng)洞均為暫沖式，代表性的為中國空氣動力研究與發(fā)展中心的2 m超聲速風(fēng)洞。相比暫沖式超聲速風(fēng)洞，連續(xù)式超聲速風(fēng)洞單次運行時間長，流場參數(shù)控制精度高，運行效率高，可在較低速壓下運行，且連續(xù)式超聲速風(fēng)洞啟動/關(guān)車時沖擊小，降低了對模型、天平等機構(gòu)強度的要求。該風(fēng)洞的建設(shè)將填補國內(nèi)連續(xù)式超聲速風(fēng)洞領(lǐng)域的空白，并通過摸索其運行控制及設(shè)計、調(diào)試關(guān)鍵技術(shù)，可為今后更大量級的連續(xù)式超聲速風(fēng)
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2022年1期2022-04-22
- 總壓探針性能結(jié)構(gòu)敏感性分析
095）0 引言總壓探針結(jié)構(gòu)是總壓探針設(shè)計時需要考慮的關(guān)鍵問題，結(jié)構(gòu)對總壓系數(shù)、不敏感角等性能影響很大［1-2］。林其勛和游紹堃等人［3］研究了總壓探針不敏感角與氣流速度的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)在總壓探針感壓孔外面加引導(dǎo)管可以提高探針不敏感角，感壓孔有倒角的總壓探針不敏感角更大，并給出了L型、帶套型、球窩型等幾種典型總壓探針結(jié)構(gòu)及其不敏感角。VENKATESWARAN S和WALL M M等人［4-5］發(fā)現(xiàn)臨壁測量時，壁面與探針的相互干擾會嚴(yán)重影響被測流場結(jié)構(gòu)，引起測
計測技術(shù) 2022年1期2022-04-18
- 二元外壓式超聲速進氣道起飛過程的進發(fā)匹配特性
壓式超聲速進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)變化特性見圖1，可以看出，該類進氣道起飛狀態(tài)的總壓恢復(fù)系數(shù)在全包線范圍內(nèi)處于較低的水平，較低的總壓恢復(fù)系數(shù)降低了發(fā)動機的安裝推力，從而制約了飛機的起飛性能。圖1 總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)的對應(yīng)關(guān)系Fig. 1 Relation between total pressure recovery coefficient and Mach number同時，從發(fā)動機穩(wěn)定裕度分析角度來看，多份文獻表明總壓畸變是影響發(fā)動機穩(wěn)定工作能力的
空氣動力學(xué)學(xué)報 2022年1期2022-03-16
- 組合總壓管中取孔方式對流量測量結(jié)果的影響
國等[10]基于總壓管和均速管原理設(shè)計了一種組合總壓管,用2根帶有總壓測孔的均值管測得截面平均總壓,4個壁測孔測得截面平均靜壓,所測結(jié)果與畢托管試驗結(jié)果進行了對比,偏差不超過1.5%。唐俊銳等[11]針對葉輪直徑大于5 m的大型通風(fēng)機流量測量,提出了分體式組合動壓管測量法,分別用總壓管和靜壓管測得截面平均總壓和平均靜壓,并通過畢托靜壓管橫動法進行了可行性試驗驗證,最大偏差2%。對于組合總壓管,未見分析總壓孔的取孔方式對測量結(jié)果的影響[10,12～14]。管
計量學(xué)報 2022年12期2022-02-02
- 脈沖射流抑制葉柵二次流損失的數(shù)值研究
而減少透平葉柵的總壓損失；另一部分研究[12-14]則將射流孔布置在端壁上，主要用于端壁低動量流體的去除或者激勵其為高動量流體，進而改變通道渦的發(fā)展路徑，減少角區(qū)分離。為了減少主動流動控制方法中對射流質(zhì)量流量的需求，雷玉昌等[15]借助脈沖射流和定常射流的疊加效應(yīng)有效緩解了翼型升力的脈動現(xiàn)象，同升力系數(shù)下脈沖射流可大量減少所需射流的質(zhì)量流量。Bons等[16]通過使用高頻電磁閥產(chǎn)生的脈沖射流，發(fā)現(xiàn)脈沖射流在流動控制方面的效果與穩(wěn)態(tài)射流相當(dāng)，但射流質(zhì)量流量可
動力工程學(xué)報 2022年1期2022-01-26
- 軋制壓下率對碳鋼/不銹鋼復(fù)合板界面結(jié)合性能的影響
可以看出：當(dāng)軋制總壓下率為28%時，復(fù)合板界面處的夾雜物呈集中分布的塊狀；當(dāng)軋制總壓下率為37%時，夾雜物的形貌由塊狀變?yōu)楸馄角疫B續(xù)分布的長條狀；當(dāng)軋制總壓下率為47%時，夾雜物從連續(xù)長條狀變?yōu)楸容^分散的條狀和顆粒狀；當(dāng)軋制總壓下率為59%，70%時，夾雜物呈均勻分布的顆粒狀，單位面積內(nèi)可見的夾雜物變少。由圖3可知，隨著總壓下率由28%增加到70%，單位長度范圍內(nèi)夾雜物顆粒的寬度從15 μm減小到約2 μm，長度從約45 μm增加到90 μm后減小至2 μ
機械工程材料 2021年12期2021-12-24
- 不同結(jié)構(gòu)探針對壓氣機進口級流場及測量結(jié)果的影響
對單點和四點梳狀總壓探針的堵塞效應(yīng)進行了研究,結(jié)果表明總壓探針的插入使得被測流場流量減小,相比于探針結(jié)構(gòu),堵塞效應(yīng)受堵塞比的影響更大。近壁測量時，壁面與探針的相互干擾會嚴(yán)重影響原本流場結(jié)構(gòu)，引起測量誤差[8-9]。鄭光華等[10]基于數(shù)值計算,研究了不同近壁距離對總壓探針測量結(jié)果的影響,并與文獻進行對比,結(jié)果表明,相對近壁距離越小,總壓探針測量誤差越大,且當(dāng)近壁距離大于3倍探針直徑時,臨壁效應(yīng)消失。本文建立了總溫探針和總壓探針三維計算模型,通過FLUENT
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2021年4期2021-09-07
- 基于流阻特性數(shù)據(jù)處理的燃燒室頭部估算修正法
等。其中，燃燒室總壓損失也稱流阻特性，主要影響發(fā)動機單位燃油消耗率（Specific Fuel Consumption，SFC），總壓損失增大1%，SFC 增大0.5%以上。燃燒室總壓損失主要可分為擴壓器的總壓損失與火焰筒的總壓損失2 部分，其中火焰筒總壓損失中有相當(dāng)一部分用于空氣射流的穿透、湍流摻混、油氣混合，有助于燃燒性能的提升，屬于有用的總壓損失，而擴壓器損失對火焰筒內(nèi)的物理與化學(xué)反應(yīng)并無直接影響，屬于無用的總壓損失[3-5]。無論哪部分總壓損失都是
航空發(fā)動機 2021年3期2021-07-21
- 汽輪機高壓抽口氣動分析及結(jié)構(gòu)改進設(shè)計
降低整個過程中的總壓能量損失。本文以某機組的高壓抽口為研究對象， 采用商業(yè)CFD 軟件CFX 分析技術(shù)， 計算分析了影響高壓抽口的各個因素， 得到提高其氣動性能的有效措施， 為高中壓抽口結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供了有益參考。2 計算模型、 網(wǎng)格劃分方式及數(shù)值方法2.1 計算模型采用三維建模軟件對高壓抽口建立CFD 模型， 與實物比例為1:1， 抽汽縫隙、 腔室及連接管結(jié)構(gòu)與實物保持一致。 在進行抽口數(shù)值計算時，以抽口所在級的動葉出口延長段為計算域進口，以連接管出口的延長
東方汽輪機 2021年2期2021-07-19
- 渦旋管分離器結(jié)構(gòu)參數(shù)對其性能影響的數(shù)值研究
直徑對分離效率與總壓損失的影響.1 計算模型及模擬方法1.1 計算模型本文研究的渦旋管分離器，其幾何模型如圖1所示，主要由慣性旋流管、旋流葉片、集氣管組成.使用ICEM軟件繪制渦旋管分離器計算域模型，這里采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)在45萬左右.1.2 性能參數(shù)分離效率η是衡量渦旋管分離器的最重要參數(shù)指標(biāo)為：(1)總壓損失也是衡量渦旋管分離器的參數(shù)指標(biāo)之一，總壓為靜壓和動壓之和.Δp0=p01-p02(2)p0=p+(1/2)ρu2(3)式中：Δp0為總
大連交通大學(xué)學(xué)報 2021年3期2021-06-24
- 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的航空發(fā)動機進口總壓畸變重構(gòu)研究
發(fā)動機遭遇的進氣總壓畸變也更加嚴(yán)重[1-2]，傳統(tǒng)采用預(yù)留足夠穩(wěn)定裕度的發(fā)動機穩(wěn)定性設(shè)計方法所造成的發(fā)動機性能損失將變得不可接受。為解決發(fā)動機性能和穩(wěn)定裕度的矛盾，畸變?nèi)菹蘅刂萍夹g(shù)得到了發(fā)展和應(yīng)用[3]?；?nèi)菹蘅刂萍夹g(shù)將發(fā)動機進口畸變特征參數(shù)加入到發(fā)動機控制系統(tǒng)中，根據(jù)進氣畸變水平動態(tài)調(diào)節(jié)發(fā)動機的穩(wěn)定工作裕度，在畸變小時減小穩(wěn)定裕度以提高發(fā)動機性能，在畸變較大時擴大穩(wěn)定裕度以確保發(fā)動機穩(wěn)定工作[4]。NASA 在1983 年至1987年和1993年至19
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2021年1期2021-06-02
- 航空發(fā)動機進氣總壓畸變地面試驗測試技術(shù)進展
機進氣畸變可分為總壓畸變[3-4]、旋流畸變[5-6]以及總溫畸變[7]3 種形式[1，8-10]，其中總壓畸變主要是由于進氣道吸入機身邊界層以及飛機在大攻角、大側(cè)滑角下飛行時進氣道入口氣流分離造成的[11]，導(dǎo)致發(fā)動機進口總壓分布不均勻，這種現(xiàn)象很容易誘發(fā)壓氣機失速喘振、葉片顫振斷裂等一系列問題[12]，嚴(yán)重制約著發(fā)動機性能的提升以及飛機飛行包線的拓展。總壓畸變嚴(yán)重影響進氣道與發(fā)動機的兼容性及穩(wěn)定性[13]，為了評估這種影響，國內(nèi)外開展大量的進氣道試驗[
航空發(fā)動機 2020年6期2021-01-12
- 進氣畸變對大涵道比發(fā)動機壓氣機中介機匣性能的影響
氣渦輪發(fā)動機進氣總壓畸變評定方法》AIR1419[6]。ARP 1420為各方面人士提供了連接的紐帶并指明了共同發(fā)展的方向[1],AIR 1419則全面概括了流場畸變方面的重要內(nèi)容。近年來開展的進氣畸變的實驗研究[7-9]以及數(shù)值模擬研究[10-12]重點關(guān)注的是畸變對風(fēng)扇、壓氣機葉片的氣動性能和失速的影響。目前,中國民用大涵道比渦扇發(fā)動機已經(jīng)立項并開始研制,在大涵道比渦扇發(fā)動機的壓縮系統(tǒng)中,大半徑的風(fēng)扇和小半徑的高壓壓氣機之間的S型過渡段即中介機匣承接了
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年22期2020-09-04
- 基于SPSS 豎直埋地?fù)Q熱器性能影響因素分析
對出口溫度，出口總壓恢復(fù)系數(shù)和出口蒸汽體積分?jǐn)?shù)存在不同程度的影響。本文基于SPSS 統(tǒng)計軟件通過方差分析的方法，檢驗進口工質(zhì)參數(shù)對出口溫度，出口總壓恢復(fù)系數(shù)和出口蒸汽體積分?jǐn)?shù)的影響程度。通過回歸分析的方法求解進口工質(zhì)參數(shù)對出口工況參數(shù)的相關(guān)模型。提出減小地下?lián)Q熱系統(tǒng)埋深的設(shè)計思路，并利用最佳工況效果多目標(biāo)規(guī)劃模型求解蒸發(fā)充分發(fā)展段最佳換熱性能對應(yīng)的工況參數(shù)。1 因素敏感性分析1.1 干度、質(zhì)量流量對出口溫度的影響模擬計算中，干度取0，0.1，0.2，0.3
建筑熱能通風(fēng)空調(diào) 2020年6期2020-08-03
- 滑流對渦槳飛機進氣道氣動性能影響的研究
槳動力系統(tǒng)進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)的影響，并分析對應(yīng)流動機理。1 計算模型與數(shù)值模擬方法1.1 計算模型根據(jù)兩種不同的渦槳發(fā)動機類型(多軸式和單軸式)，進氣道可分為環(huán)形進氣(單軸式)和短艙正下方進氣(多軸式)。AN-22渦槳軍用運輸飛機即采用了單軸式渦槳發(fā)動機進氣道(如圖1(a)所示)；而Dash8-Q400渦槳支線客機則采用了多軸式渦槳發(fā)動機進氣道(如圖1(b)所示)。(a) AN-22渦槳運輸機(b) Dash8-Q400渦槳支線客機本文的計算
航空工程進展 2020年3期2020-06-27
- 高負(fù)荷壓氣機首級可調(diào)靜葉進口氣流參數(shù)測試誤差分析
效率方向發(fā)展，級總壓比不斷提高，迫切需要深入了解其內(nèi)部氣流的流動規(guī)律和各級之間的匹配關(guān)系。葉型探針是目前獲取壓氣機轉(zhuǎn)子出口氣流參數(shù)分布和級性能的主要測試方式，在風(fēng)扇/壓氣機級間流場診斷和氣動改進設(shè)計中發(fā)揮著重要作用[1-5]。高壓壓氣機通常采用多級可調(diào)靜子葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計，通過靜葉角度執(zhí)行機構(gòu)主動調(diào)節(jié)進口導(dǎo)葉和靜葉角度，以改變非設(shè)計工況級間轉(zhuǎn)子的進氣攻角，從而改善氣流參數(shù)和流道幾何參數(shù)的適應(yīng)性，進而提高高壓壓氣機在低轉(zhuǎn)速小流量區(qū)域的氣動性能與穩(wěn)定工作范圍[6
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2020年2期2020-06-20
- 串聯(lián)式TBCC后涵道引射器設(shè)計
道比0.2以上、總壓恢復(fù)系數(shù)不低于0.95的性能要求。針對以上主要設(shè)計目標(biāo)，后涵道引射器設(shè)計研究的主要思路是：在考慮調(diào)節(jié)方式可實現(xiàn)性基礎(chǔ)上開展氣動流道設(shè)計，并通過數(shù)值模擬方法進行流場計算；開展全尺寸模型試驗，并與數(shù)值計算結(jié)果對比分析，確定后涵道引射器性能特性。3 氣動設(shè)計3.1 流道設(shè)計考慮到運動調(diào)節(jié)機構(gòu)的可實現(xiàn)性，將活動構(gòu)件設(shè)計為軸向移動零件，通過改變與固定構(gòu)件之間通道軸向開度的方式改變外涵出口面積，如圖1所示。這種方式可只以一個零件作為實現(xiàn)功能的活動構(gòu)
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2020年1期2020-06-05
- 亞聲速條件下總壓探針臨壁效應(yīng)的數(shù)值研究
的流動損失，確定總壓探針在流場中的影響規(guī)律就顯得尤為重要。J.Lepicovsky[4]將探針安裝在轉(zhuǎn)子上，研究其產(chǎn)生的尾流和流動阻塞對流場的影響，發(fā)現(xiàn)將探針安裝在轉(zhuǎn)子中會導(dǎo)致轉(zhuǎn)子出口流動惡化，靜壓系數(shù)降低，且葉柵通道下部阻塞增加使得通道上部未阻擋部分的軸向速度分量增加，勢必會影響壓氣機的穩(wěn)定裕度；向宏輝等[5]采用三維模擬方法分析了壓氣機在安裝探針后的性能及其內(nèi)部流場的變化，發(fā)現(xiàn)級間局部靜葉安裝探針后，壓氣機下堵點流量減小0.1%，最高效率降低0.4%，
航空工程進展 2020年2期2020-05-06
- 進口狀態(tài)對燃燒室壓力損失影響試驗研究
時需要盡量減少其總壓損失。一般來說，要減小燃燒室的總壓損失，1個有效的辦法是增加燃燒室橫截面積，即減小通過燃燒室的氣流速度，但過小的壓力損失對于空氣與燃料的摻混及燃燒均會造成不利影響，需要針對特定發(fā)動機使用特點，在這一矛盾的需求中尋求平衡。國內(nèi)外眾多學(xué)者對燃燒室的流動特性進行了研究。Wilfred和William等[2]以等截面1維圓管流動為模型，從理論上分析了外加熱源對總壓損失的影響，表明加溫比對總壓損失的影響隨著進口馬赫數(shù)的增大而增加，如果在保持相同加
航空發(fā)動機 2019年6期2020-01-14
- 2 m超聲速風(fēng)洞流場變速壓控制方法研究
不受限制，因此對總壓上升速率要求低，可以通過較長時間調(diào)節(jié)壓縮機轉(zhuǎn)速，速壓超調(diào)量極小甚至沒有超調(diào)。國內(nèi)除中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)的FL-26風(fēng)洞(2.4 m×2.4 m)通過PID方法控制主調(diào)壓閥和主排氣閥，從而調(diào)節(jié)總壓，再通過運動規(guī)律法和智能分段變PI的方法控制馬赫數(shù)以實現(xiàn)跨聲速速域范圍內(nèi)的流場變速壓外[8]，其余具備變速壓試驗?zāi)芰Φ母咚亠L(fēng)洞均為1 m量級暫沖式風(fēng)洞，如CARDC的FL-23風(fēng)洞(0.6 m×0.6 m)、西安現(xiàn)代控制技術(shù)研
實驗流體力學(xué) 2019年6期2020-01-10
- 一種連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總壓控制方法設(shè)計
跨聲速風(fēng)洞而言，總壓調(diào)節(jié)精度高、穩(wěn)定速度快對保證試驗數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度和提高試驗效率具有重要作用,尤其是對大型風(fēng)洞而言,其試驗效率直接和巨大的經(jīng)濟效益相關(guān)。連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總壓調(diào)節(jié)按照壓力范圍可分成負(fù)壓工況(部分風(fēng)洞無負(fù)壓工況)、常壓工況和增壓工況。以中國空氣動力研究與發(fā)展中心0.6 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞為例，其馬赫數(shù)范圍Ma=0.2～1.6，壓力范圍20～250 kPa(絕對壓力)，壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)布局見圖1。圖1 壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)暫沖式風(fēng)洞壓力控制主要通過控制
實驗流體力學(xué) 2019年6期2020-01-10
- 不均勻進口總壓對渦輪氣動性能的影響
明顯的總溫畸變、總壓畸變及出現(xiàn)旋流現(xiàn)象，但其作用機理及影響規(guī)律尚不明晰。真實渦輪進口邊界條件對渦輪內(nèi)流場分布影響研究越來越受到重視。在已有文獻中，渦輪進口總溫不均勻或熱斑相關(guān)研究較多，而對于渦輪進口總壓不均勻性影響的研究較少[3]。2000 年和2002 年，Hermanson 與Thole 等[4-5]通過給定渦輪進口流速沿展高方向1 維分布，利用CFD 方法研究了進口總壓畸變對渦輪流場通道內(nèi)影響，發(fā)現(xiàn)進口總壓分布直接影響渦輪流道內(nèi)端壁區(qū)域的二次流發(fā)展；
航空發(fā)動機 2019年3期2019-12-12
- 外涵調(diào)節(jié)對中介機匣性能影響的試驗研究
和壓力梯度是影響總壓損失的主要因素，支板對消除葉根角區(qū)分離和減小負(fù)荷有很好的效果，為最終利用CFD方法開展中介機匣優(yōu)化設(shè)計提供了試驗支持。Duenas等[6]研究了不同軸向長度對中介機匣性能的影響，結(jié)果表明當(dāng)軸向長度減小時附面層出現(xiàn)分離，總壓損失隨之增大，分離尺度主要取決于中介機匣進口雷諾數(shù)。國內(nèi)，向宏輝等[7]以壓氣機中介機匣為試驗研究對象，通過改變來流徑向分布與馬赫數(shù)，建立了評估中介機匣氣動性能的進口約束條件；在同步測量軸向流路離散壓力參數(shù)的基礎(chǔ)上，分
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2019年1期2019-03-20
- 斜激波總壓損失率極小值理論解與物理意義
研究，得到了實現(xiàn)總壓損失率極小值控制的解析方程組，當(dāng)然也是激波強度最弱條件的理論解：激波角關(guān)于楔形角的直線方程，且控制方程與馬赫數(shù)和斜激波關(guān)系式都是無關(guān)的。氣體的可壓縮性和聲波傳播速度的有限性，使激波成為自然界與人工設(shè)計超聲速流中必然產(chǎn)生的物理現(xiàn)象。激波是一種氣流參數(shù)梯度變化很大且極薄的流動結(jié)構(gòu)，通常認(rèn)為激波的厚度約為100 nm。激波結(jié)構(gòu)雖然薄，但耗散性很大。它是導(dǎo)致飛機超聲速飛行激波阻力的直接原因[4]。歐洲空客公司、德國宇航院和法國航空航天中心等科研
航空學(xué)報 2018年12期2019-01-18
- 自吸泵內(nèi)部流動數(shù)值計算
下的靜壓、動壓和總壓特征。1 不同部位截面靜壓分析X=0截面靜壓分析：在X=0截面上，流體從入口處到葉輪處及蝸殼處產(chǎn)生的靜壓如圖1所示。圖1 X=0截面靜壓圖Fig.1 X=0 static pressure diagram of the section從圖1中可以看到，在蝸殼上產(chǎn)生的靜壓力數(shù)值較為穩(wěn)定，且產(chǎn)生的數(shù)值在整個的流動數(shù)值計算中的靜壓是最大的，數(shù)值為340kPa。從流體入口到葉輪中心，產(chǎn)生的靜壓數(shù)值也是較為穩(wěn)定的，且是X=0截面整個靜壓分析中的最
新型工業(yè)化 2018年10期2018-12-19
- 基于五孔探針的大S彎進氣道總壓畸變測量與評估
國際上相關(guān)學(xué)者對總壓畸變圖譜的測量進行了大量研究[4-12]，一是以美國為主的總壓畸變圖譜評估方法，即測量分析出口截面的動態(tài)總壓圖譜并進行模擬[13]；二是以俄羅斯為主的總壓畸變強度評估方法[14-15]。無論哪種方法，都以準(zhǔn)確測量進氣道出口總壓為基礎(chǔ)；兩者區(qū)別在于，后者不模擬畸變圖譜，只模擬畸變強度。目前，中國主要采用俄羅斯的方法體系。對于傳統(tǒng)S彎進氣道，其長度較長，曲率不大，出口流場畸變不大，紊流度也較小，因此采用總壓耙測量方法就可以獲得可信賴的結(jié)果。
實驗流體力學(xué) 2018年4期2018-11-15
- 運輸機全靜壓受感器低速風(fēng)洞試驗研究
。對于飛機靜壓和總壓信息的測量，就是由飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中的全靜壓系統(tǒng)負(fù)責(zé)實現(xiàn)[1-2]。全靜壓系統(tǒng)直接影響到飛機的飛行安全，是飛機設(shè)計中非常重要的組成部分。國內(nèi)外眾多專家學(xué)者就飛機全靜壓系統(tǒng)的測量校準(zhǔn)進行了研究，涉及誤差源分析、裝置選取、安裝定位、試飛校準(zhǔn)等方面的工作[3-4]。本文就飛機前機身加裝任務(wù)系統(tǒng)天線后，在試飛中反映出儀表相對氣壓高度指示誤差較大的問題開展了研究，通過風(fēng)洞試驗，獲得了多個方案的總壓、靜壓隨迎角、側(cè)滑角的規(guī)律，按照全靜壓受感器布置原
科技與創(chuàng)新 2018年5期2018-03-16
- 不同外激勵參數(shù)下射流的附壁振蕩特性
能力和振蕩射流的總壓保持率K的變化進行了考察。結(jié)果表明：總壓保持率K隨外激勵流總壓的降低而減??；非激勵側(cè)泄漏的激勵流也使K略降，但卻顯著降低了激振能力；而激勵流占空比減小即提前關(guān)斷，會顯著降低振蕩射流總壓保持率；激勵流起始壓力漸升的影響較小，而中后期壓力喪失或漸降，會使K有較大跌落。研究證明，外激勵振蕩器對激勵流參數(shù)的變化具有較強的適應(yīng)性，20%以內(nèi)的變化不影響振蕩穩(wěn)定，仍能維持較高的總壓保持率K，可振區(qū)間內(nèi)最低K比現(xiàn)有的自激勵振蕩器高出10%以上。射流；
振動、測試與診斷 2017年6期2018-01-04
- 遺傳算法在跨超聲速風(fēng)洞總壓控制中的應(yīng)用
法在跨超聲速風(fēng)洞總壓控制中的應(yīng)用王博文，黃敘輝，秦建華，唐亮(中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所，四川綿陽621000)總壓作為風(fēng)洞控制中的重要流場參數(shù)，其調(diào)節(jié)性能是風(fēng)洞控制系統(tǒng)能否滿足試驗要求的重要指標(biāo)，為提高跨超聲速風(fēng)洞的總壓控制水平，需對總壓控制策略進行設(shè)計;針對某跨超聲速風(fēng)洞對總壓控制系統(tǒng)提出的快速性和精確性要求，提出串級控制、智能PID控制和總壓分段控制等方法，并利用MATLAB系統(tǒng)辨識工具箱對流場調(diào)節(jié)階段的總壓系統(tǒng)模型進行了辨識;提出將遺傳算法應(yīng)
計算機測量與控制 2017年11期2017-12-15
- 風(fēng)扇進氣壓力畸變試驗性能誤差分析與修正
驗測試的進/出口總壓修正方法。結(jié)果表明，所采用的數(shù)據(jù)處理和修正方法，有效地解決了進氣壓力畸變試驗中所獲取的換算流量、壓比、效率偏高的問題。航空發(fā)動機；單級風(fēng)扇；壓力畸變；測試方案；數(shù)據(jù)修正；壓力敏感系數(shù)；穩(wěn)定性評定1 引言進氣畸變對風(fēng)扇/壓氣機穩(wěn)定性的影響，是航空發(fā)動機研制和調(diào)試中最為復(fù)雜的問題之一。目前，評估風(fēng)扇/壓氣機抗畸變能力的有效手段仍是試驗，這就需要在試驗過程中準(zhǔn)確有效地獲取壓氣機進口畸變流場參數(shù)和壓氣機在畸變條件下的性能參數(shù)。為準(zhǔn)確評定風(fēng)扇/壓
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2017年4期2017-09-22
- 徑向總壓畸變對風(fēng)扇前后流場的影響研究
00300）徑向總壓畸變對風(fēng)扇前后流場的影響研究鄧 甜，雷 攀，高緒萬，吳宇豪（中國民航大學(xué)中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300）采用數(shù)值模擬的方法，對某大涵道比小型渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇部分進行建模，并分別設(shè)置等效低壓區(qū)為扇形角度60°、90°、120°及150°這4種不同程度的總壓畸變進口條件，研究進氣道徑向總壓畸變進口條件下，風(fēng)扇前后流場的變換規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)，風(fēng)扇后流場的總壓畸變指數(shù)比風(fēng)扇前大，說明風(fēng)扇后流場受到風(fēng)扇轉(zhuǎn)動作用，其不穩(wěn)定度程度比風(fēng)扇前大；相
中國民航大學(xué)學(xué)報 2017年2期2017-06-05
- 射流附壁振蕩器能效分析與提升
部分源于激勵流的總壓不足和持續(xù)性差．依靠主射流分流反饋激勵的各種自激勵方式皆無法達到較理想效果．提出并驗證了從外調(diào)制引入與主射流同源的高總壓氣體作為激勵流，是大幅提升附壁振蕩器能效的有效方法．?dāng)?shù)值模擬和實驗結(jié)果表明，新型外激勵振蕩器具有很高的能效指標(biāo)，膨脹比為2的情況下，總壓保持率K可達85%，尺寸參數(shù)和激勵流量優(yōu)化后可高達90%，遠高于音波式自激勵振蕩器的75%和反饋式振蕩器的65%的水平，且其振蕩頻率易控．射流；附壁振蕩；激勵；能效；總壓保持率0 引
大連理工大學(xué)學(xué)報 2017年3期2017-06-01
- 汽輪機排汽缸加強筋板的優(yōu)化設(shè)計及影響
但也會增加一定的總壓損失.汽輪機； 排汽缸； 筋板； 優(yōu)化設(shè)計； 數(shù)值模擬汽輪機低壓排汽缸是連接末級與凝汽器的重要通道，主要作用是將末級排汽組織引導(dǎo)到凝汽器，并對汽流進行減速擴壓，使末級排汽的余速動能轉(zhuǎn)化為壓力能.在凝汽器真空度一定的情況下，低壓排汽缸良好的擴壓性能可有效降低末級出口靜壓，增加機組的可配置焓降.研究表明[1]，末級余速損失可達45～60 kJ/kg，排汽損失相當(dāng)可觀.排汽缸結(jié)構(gòu)復(fù)雜，氣動性能的影響因素眾多，國內(nèi)外學(xué)者對不同幾何參數(shù)對排汽缸氣
動力工程學(xué)報 2017年2期2017-02-18
- 工業(yè)汽輪機補汽結(jié)構(gòu)對壓力損失的影響及優(yōu)化
對流體混合產(chǎn)生的總壓損失進行了詳細(xì)研究,分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)對總壓損失的影響,得出在不同流量比下,支流以60°夾角進入主流,或者過渡段為圓角時,T型通道具有較低的總壓損失。在此基礎(chǔ)上,優(yōu)化設(shè)計了一種截面為橢圓形且沿周向截面面積漸縮的補汽結(jié)構(gòu),優(yōu)化后的補汽結(jié)構(gòu)能夠有效控制補汽沿周向的密流分布及混合蒸汽的流動方向,由此提高了整機性能。研究結(jié)果表明:補汽流動方向與主流方向的夾角對流場有較大影響,優(yōu)化結(jié)構(gòu)的總壓損失系數(shù)在各工況下至少降低30%;截面形狀與截面面積變化對補
西安交通大學(xué)學(xué)報 2016年7期2016-12-23
- 氣墊式流漿箱解耦控制的分析及應(yīng)用
解耦控制器。根據(jù)總壓和漿位給定值以及其輸出值,通過自學(xué)習(xí)、調(diào)整網(wǎng)絡(luò)權(quán)值來實現(xiàn)閉環(huán)控制的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)解耦控制思路,將強耦合的總壓和漿位分解為兩個單回路PID閉環(huán)控制系統(tǒng)。采用PID控制算法對解耦后的兩個單回路閉環(huán)系統(tǒng)進行常規(guī)控制。實際運行效果表明，該控制系統(tǒng)可使總壓和漿位的調(diào)整互不影響，且系統(tǒng)穩(wěn)定。氣墊式流漿箱；神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)；解耦控制氣墊式流漿箱的作用是把漿料均勻穩(wěn)定地流送和噴射到成形網(wǎng)上,抄造出定量合格、纖維組織均勻的優(yōu)質(zhì)紙張。如果從流漿箱噴出的漿速不正常,紙漿就
中國造紙 2016年6期2016-11-12
- 中心線偏置對隔離段性能的影響研究
點研究了隔離段的總壓恢復(fù)性能和抗反壓性能，并考察了管道擴張角對結(jié)果的影響。結(jié)果表明，出口反壓較低時，直隔離段總壓恢復(fù)性能優(yōu)于折線隔離段；反壓較高時，兩者總壓恢復(fù)性能大致相當(dāng)。S彎隔離段總壓恢復(fù)性能介于兩者之間。對相同擴張比隔離段而言，直隔離段抗反壓性能最強，折線隔離段次之，S彎隔離段最差。擴張隔離段的抗反壓性能增強，但在同一反壓條件下的總壓恢復(fù)性能下降。隔離段；中心線偏置；總壓恢復(fù)性能；抗反壓性能0 引言隔離段是超燃沖壓發(fā)動機的重要組成部件，其性能好壞對進
火箭推進 2016年2期2016-11-10
- 0.6m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總壓控制策略設(shè)計
連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總壓控制策略設(shè)計黎壯聲，楊鵬程，陳 旦＊，張永雙，郭守春，陳天毅（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）總壓作為連續(xù)式風(fēng)洞控制系統(tǒng)關(guān)鍵指標(biāo)之一，其控制精度及快速性對提高風(fēng)洞試驗效率、降低能耗具有重要意義。0.6m風(fēng)洞為國內(nèi)首座具備負(fù)壓試驗?zāi)芰Φ倪B續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，其試驗工況多，壓力范圍廣，針對該風(fēng)洞壓力特性，設(shè)計了總壓控制策略，根據(jù)不同的壓力工況確定不同的閥門組合控制方式；同時針對模糊PID對連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞寬壓力范圍、多調(diào)節(jié)工
實驗流體力學(xué) 2016年4期2016-07-05
- 模糊PID在氣墊式流漿箱控制系統(tǒng)中的應(yīng)用
氣墊式流漿箱存在總壓不穩(wěn)定、紙漿液位波動較大等問題，是導(dǎo)致成紙質(zhì)量不穩(wěn)定的關(guān)鍵因素。本文在分析存在問題的基礎(chǔ)上，設(shè)計了以模糊控制理論與傳統(tǒng)PID控制理論相結(jié)合的模糊自適應(yīng)整定PID控制的流漿箱電氣控制系統(tǒng)。此系統(tǒng)設(shè)計具有良好的動態(tài)性能和靜態(tài)性能，操作簡單，運行可靠，解決了系統(tǒng)存在的問題。流漿箱；可編程控制器；模糊PID氣墊式流漿箱作為連接漿料制備和造紙機成形部的裝置，其作用是沿著造紙機橫幅方向均勻地分布漿料，并保證上網(wǎng)紙漿壓力、速度、流量、濃度均勻分布，實
中國造紙 2015年9期2015-12-05
- 直角彎道流動損失的實驗研究
角彎道流動損失及總壓損失系數(shù)與流速變化之間的相關(guān)規(guī)律，為直角彎道的設(shè)計、安裝與運行提供實驗支持與設(shè)計指導(dǎo)。直角彎頭實驗測試流動損失本文對直角彎道的總壓損失進行試驗測試，并進行研究與分析，探究直角彎道流動損失和損失系數(shù)與流速、流量之間的關(guān)系，為直角彎頭的設(shè)計應(yīng)用提供實驗支持。1 直角彎道流動性能測試實驗裝置本實驗對象為通徑DN700D的90度直角彎頭，圓管內(nèi)徑為Φ710mm，內(nèi)部設(shè)置五排圓弧形導(dǎo)流翅片，如圖1所示。為了測試該直角彎頭的流動性能，在彎頭前端接等
中國科技縱橫 2015年11期2015-10-29
- 一種載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型
封艙內(nèi)的氧分壓和總壓控制在指標(biāo)范圍內(nèi)。為分析氣壓控制系統(tǒng)的工作性能，文章提出了一種氣壓控制系統(tǒng)仿真模型，利用關(guān)鍵參數(shù)和主要特性描述公式對氣壓控制系統(tǒng)的主要要素進行定義，形成了密封艙、航天員、供氧組件、供氮組件、艙體漏孔等的數(shù)學(xué)模型，并定義了要素之間的接口關(guān)系。將正常模式和艙體泄漏模式下的仿真模型計算結(jié)果與載人航天器相關(guān)地面試驗數(shù)據(jù)進行對比，證明了仿真模型的正確性。最后，利用仿真模型分析了艙體容積和漏孔通徑大小對密封艙氧分壓和總壓變化趨勢的影響。載人航天器；
航天器工程 2015年3期2015-10-28
- 火箭引射模態(tài)下主火箭總壓與RBCC發(fā)動機的匹配性①
引射模態(tài)下主火箭總壓與RBCC發(fā)動機的匹配性①呂 翔，鄭思行，何國強，劉佩進(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室, 西安 710072)基于傳統(tǒng)的“等壓面假設(shè)”理論，建立了RBCC發(fā)動機主火箭的引射性能分析模型，研究了主火箭總壓與RBCC發(fā)動機的匹配性。研究結(jié)果表明，若隔離段通道面積比小于0.65，在主火箭總壓較低條件下，隔離段內(nèi)二次流容易達到壅塞，無法進一步提高空氣流量；在地面靜止?fàn)顟B(tài)下，隨主火箭總壓增加，空氣流量逐步增大，等壓面上形成Fabr
固體火箭技術(shù) 2015年2期2015-04-24
- 汽輪機噴嘴阻力特性系數(shù)之間的關(guān)系分析*
1]。陳升等采用總壓損失系數(shù)來評價能量損失的大小，并采用葉柵進出口總壓的差值與葉柵出口動壓的比值計算總壓損失系數(shù)[2]。而曹麗華等在評價葉柵能量損失的大小時，雖然利用的也是總壓損失系數(shù)，但總壓損失系數(shù)卻是采用葉柵進出口總壓的差值與葉柵進口動壓的比值來計算的[3]。王凱等采用能量損失系數(shù)來衡量不同流量下葉柵的能量損失[4]。鐘兢軍等用總壓恢復(fù)系數(shù)來反映和評價葉柵能量損失的大小[5]。王新月采用葉柵出口總壓與進口總壓的比值計算總壓恢復(fù)系數(shù)[6]，而孫皓等提出采
化工機械 2015年3期2015-01-12
- 某型航空發(fā)動機進氣壓力畸變試驗研究
研究發(fā)動機綜合抗總壓畸變能力，獲得了各規(guī)定風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速下發(fā)動機臨界畸變指數(shù)，完成了畸變條件下遭遇加速試驗，發(fā)動機過渡態(tài)工作正常。結(jié)果表明：該試驗方案可行、數(shù)據(jù)可靠、結(jié)果有效，該型發(fā)動機滿足飛機/發(fā)動機相容性試驗要求。進氣壓力畸變；總壓畸變；畸變指數(shù)；航空發(fā)動機；風(fēng)扇；壓氣機0 引言隨著戰(zhàn)斗機飛行性能和技戰(zhàn)術(shù)要求的不斷提高，飛機在增大迎角飛行或改變姿態(tài)機動飛行時，其進氣道出口處會發(fā)生較為嚴(yán)重的進氣壓力流場畸變，將直接影響到發(fā)動機的風(fēng)扇/壓氣機進口壓力流場的不
航空發(fā)動機 2014年3期2014-12-27
- “二拖一”聯(lián)合循環(huán)機組并汽和退汽的數(shù)值研究
后主蒸汽具有最大總壓。隨著待并爐主蒸汽壓力上升，并汽后靜壓降低，能量損失系數(shù)上升。同時并汽的效果優(yōu)越。隨著主蒸汽流量的減小，并汽后主蒸汽或再熱蒸汽靜壓和總壓增大，能量損失系數(shù)減小。非定常模擬；二拖一；聯(lián)合循環(huán)；并汽；退汽0 引言近幾年，聯(lián)合循環(huán)機組在國內(nèi)在建和已經(jīng)投產(chǎn)的數(shù)量較多。作為一種較新的能源供應(yīng)方式，與單一機組相比，能源利用率較高，排放和污染較輕[1-2]。聯(lián)合循環(huán)機組要求配備的汽輪機有較好的變工況特性，并汽管道的損失盡可能的少[3-4]。“二拖一”
節(jié)能技術(shù) 2014年4期2014-09-05
- 畸變進氣對兩級風(fēng)扇穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬
值分析表明：進氣總壓畸變在流動過程中會生成總溫畸變并伴隨著總壓畸變的衰減，進氣總溫畸變則會生成總壓畸變并伴隨著總溫畸變的衰減；反向總溫總壓組合畸變進氣時，畸變衰減快穩(wěn)定裕度損失小，而正向總溫總壓組合畸變進氣時，畸變衰減慢穩(wěn)定裕度損失大。航空發(fā)動機；軸流壓氣機；一維模型；畸變；氣動穩(wěn)定性；數(shù)值模擬1 引言軍用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機在研制和使用過程中，經(jīng)常遇到失穩(wěn)引起的發(fā)動機壓縮系統(tǒng)不穩(wěn)定工作問題。壓縮系統(tǒng)作為航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的一個重要組成部分，正常工作條件下，
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2014年4期2014-02-28
- 先進旋渦燃燒室鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)選擇的數(shù)值分析*
效地降低燃燒室的總壓損失和污染物的排放，還可以極大的提高燃燒效率[3]。然而旋渦的穩(wěn)定和燃燒流動特性的優(yōu)劣主要取決于前后鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)的匹配關(guān)系。文獻[4－5]等依據(jù) Mair[6]得出的 TVC 穩(wěn)定駐渦條件的結(jié)構(gòu)關(guān)系式對AVC內(nèi)鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)和布置進行了研究。雖然AVC和TVC在結(jié)構(gòu)上有相似之處，但仍需要區(qū)別對待。因此，對不同鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)影響下的燃燒室流場進行數(shù)值模擬研究，以確定前后鈍體各參數(shù)間的最佳匹配關(guān)系，為進一步深入研究提供理論依據(jù)。1 物理模型與結(jié)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2012年6期2012-12-10
- 2.4m 跨聲速風(fēng)洞顫振試驗流場控制技術(shù)研究
步增加試驗段氣流總壓的方法增加速壓，逐步逼近顫振臨界速壓，甚至增加到模型出現(xiàn)顫振。該方式要求其啟動過程速壓平滑上升，總壓超調(diào)小于0.5kPa，一次啟動要完成4個以上盡可能多的速壓階梯，在出現(xiàn)險情時，具有自動平穩(wěn)關(guān)車的能力，速壓按要求的速率下降。該方式適用于臨界速壓范圍比較寬的情況。方式二：定總壓線性變馬赫數(shù)方式，即固定總壓，通過連續(xù)、線性地增加馬赫數(shù)，逐漸提高總壓（密度），切割顫振臨界速壓隨馬赫數(shù)變化曲線，獲取顫振臨界速壓。該方式適用于臨界速壓對馬赫數(shù)變化
實驗流體力學(xué) 2012年6期2012-11-20
- 總壓畸變對整機穩(wěn)定性的影響研究分析
計算方法，并分析總壓畸變對整機穩(wěn)定性的影響。1 計算方法1.1 物理模型及網(wǎng)格劃分在建立物理模型時，將一系列垂直于發(fā)動機軸線的截面劃分成若干個計算單元，且在圓周方向上將流道也劃分成一系列相同的扇形區(qū)，計算網(wǎng)格劃分如圖1所示。因此，每個計算單元是1個環(huán)形的通道扇形區(qū)(或子發(fā)動機)，其上、下邊界一般為內(nèi)、外機匣，采用不可滲透的邊界條件。每個單元采用帶源項的非定常2維歐拉方程計算。發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機部件可以整體作為1個單元，也可以分成幾個單元，每個單元可以是1級
航空發(fā)動機 2012年4期2012-09-28
- 2m×2m超聲速風(fēng)洞流場控制策略研究與實現(xiàn)
引射下吹式風(fēng)洞，總壓控制具有非線性、時變、大滯后特性，引射器和主調(diào)壓閥同時運行時存在一定的耦合特性。為了滿足風(fēng)洞試驗對總壓控制精度和收斂速度的要求，對不同馬赫數(shù)試驗條件下，風(fēng)洞流場啟動和串級智能穩(wěn)定控制策略進行了深入研究，并在調(diào)試過程中對控制方法進行了驗證，控制結(jié)果達到風(fēng)洞指標(biāo)要求。串級控制；風(fēng)洞；流場；總壓；控制策略0 引 言2m×2m下吹引射式超聲速風(fēng)洞由氣源、進氣管路、穩(wěn)定段、收縮段、噴管段、試驗段、補償段、超聲速擴散段、擴散段、引射器、亞聲速擴散段
實驗流體力學(xué) 2012年5期2012-06-15
- 超超臨界汽輪機中壓缸抽汽管路的數(shù)值模擬
的模型方法,計算總壓損失情況,并將結(jié)果與CFD的計算結(jié)果進行了對比.1 計算模型及參數(shù)設(shè)置1.1 計算模型按照實際尺寸與形狀對研究對象進行建模(圖1),主流通道最小直徑為1 145 mm.為了更符合實際情況,將抽汽進口處前兩級葉片(第9級和第10級葉片)與后兩級葉片(第11級和第12級葉片)也加入模擬計算.為了減少出口邊界條件對主流的影響,延長抽汽管道系統(tǒng)的出口段.該抽汽系統(tǒng)采用20個直徑為156 mm、高為112 mm的小管從主流通道中抽取蒸汽,蒸汽在蝸
動力工程學(xué)報 2011年7期2011-04-13
- 一種亞燃沖壓進氣道擴張段分離的控制方法＊
捕獲系數(shù)、較高的總壓恢復(fù)系數(shù)、良好的出口流場品質(zhì)以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力等性能［1］，這些性能與進氣道的幾何構(gòu)形緊密相關(guān)，對邊界層、壁面摩擦、邊界層與激波的相互影響［2］等也相當(dāng)敏感，各性能指標(biāo)之間相互耦合、相互制約，導(dǎo)致超聲速進氣道技術(shù)非常復(fù)雜。超聲速沖壓進氣道擴張段中激波與邊界層相互干擾引起邊界層嚴(yán)重分離［3－4］，使得進氣道性能尤其是總壓恢復(fù)和抗反壓能力嚴(yán)重降低，甚至還會引起進氣道出口流場參數(shù)的低頻大幅振蕩［5］，如果能夠有效的減弱這種分離現(xiàn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2010年4期2010-12-07