總溫
- Φ3 m 高溫風(fēng)洞流場性能校準
模擬能力提升、高總溫總壓燃燒空氣加熱器研制和馬赫數(shù)7 自由射流試驗?zāi)芰ν卣筟14]，有力支撐了美國Falcon 組合循環(huán)發(fā)動機和HyFly 計劃等先進高速技術(shù)。為滿足我國高速技術(shù)發(fā)展，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC）自主研制建設(shè)了Φ3 m 高溫風(fēng)洞，并于2020 年形成能力。流場性能校準是評價風(fēng)洞流場品質(zhì)、衡量風(fēng)洞實際流場與真實飛行條件流場差異的重
空氣動力學(xué)學(xué)報 2023年11期2024-01-09
- 管翅式換熱器預(yù)冷TBCC發(fā)動機總體性能分析
下，降低進口空氣總溫，拓寬渦輪發(fā)動機工作包線，改善渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換點工作性能，解決“推力鴻溝”問題。拓寬工作馬赫數(shù)范圍工作原理隨著來流Ma的增大，渦輪發(fā)動機進口總溫增加，受渦輪葉片使用溫度上限的影響，燃燒室出口總溫受限，隨著發(fā)動機入口總溫增加，燃燒室入口總溫增加，燃燒室加熱量減小，燃氣做功能力降低，發(fā)動機性能降低。如圖1所示，Tt0為渦輪發(fā)動機入口總溫，Tt3為燃燒室入口總溫，Tt4為燃燒室出口總溫，Tt9為噴管出口總溫；隨著飛行馬赫數(shù)增大，
航空動力 2023年6期2024-01-07
- 超臨界二氧化碳壓縮機性能不確定性量化研究
5-16]對進口總溫波動引起的S-CO2壓縮機氣動性能不確定性進行定量研究。1 數(shù)值方法1.1 一維經(jīng)驗?zāi)Ｐ鸵痪S經(jīng)驗?zāi)Ｐ筒捎蒙虡I(yè)軟件NREC COMPAL,壓縮機葉輪采用兩區(qū)模型,將葉輪內(nèi)部流動分為射流區(qū)和尾跡區(qū)分別建模[17]。采用了3種擴散比建模方法:Two-Element-In-Series模型(一維模型A)、backbone curve模型(一維模型B)和hybrid function模型(一維模型C),3種方法均依賴于經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式,其中Two-El
原子能科學(xué)技術(shù) 2023年9期2023-09-20
- 總溫畸變下跨聲壓氣機失速過程非定常模擬
［1-3］。研究總溫畸變對發(fā)動機（壓氣機）的穩(wěn)定性和性能影響具有重要意義。為此，國內(nèi)外的研究機構(gòu)和研究人員們利用試驗、理論分析和數(shù)值仿真手段對發(fā)動機（壓氣機）進氣總溫畸變展開了大量研究工作并積累了豐富成果。試驗方面，美國航空航天局劉易斯研究中心的Rudey 和Antl［4］利用氫氣燃燒器產(chǎn)生總溫畸變，對某雙軸渦扇發(fā)動機進行了總溫畸變試驗；試驗結(jié)果表明高壓壓氣機是對溫度畸變最敏感的部件，總溫畸變強度和高溫區(qū)范圍均會造成穩(wěn)定邊界下移。中國燃氣渦輪研究院的葉培梁
航空學(xué)報 2023年14期2023-08-31
- 燃氣噴注條件對中心支板式固體沖壓發(fā)動機燃燒性能影響研究
滿足發(fā)動機流量、總溫、總壓和氧氣含量要求的氣流，并通過射流噴管，保證進入發(fā)動機的氣體流動馬赫數(shù)與進氣道喉道相同，并且使氣流參數(shù)在試驗發(fā)動機的入口截面上分布均勻。圖3 來流模擬試驗系統(tǒng)[13]Fig.3 Incoming flow simulation experimental system[13]1.3 試驗工況本文采用直連試驗系統(tǒng)，針對中心支板式固體沖壓發(fā)動機，開展了馬赫數(shù)6.0、高度25 km條件下的燃燒組織試驗，工況見表1。采用基于VXI 總線技術(shù)的
宇航總體技術(shù) 2023年4期2023-08-16
- 變幾何渦輪與可調(diào)噴管發(fā)動機總體性能研究
高LPT進口燃氣總溫;但HPC所需功減少,因而燃燒室出口總溫變化幅度不大,燃油流量有略微增加,如圖5所示。圖5 燃油流量、燃燒室出口總溫和進口空氣流量 與HPT流通能力關(guān)系增加HPT流通能力,使壓氣機總增壓比和HPT落壓比均減小,但壓氣機總增壓比減小量小于HPT落壓比減小量,因此HPT出口總壓增加,而LPT落壓比幾乎不變,因而LPT出口總壓隨之增加,尾噴管中總壓增加,如圖6所示。(2)式中:πHPT為高壓渦輪落壓比;ANH與ANL分別為高、低壓渦輪導(dǎo)向器喉
兵器裝備工程學(xué)報 2023年5期2023-05-31
- 翼面結(jié)冰過程中的冰晶運動相變與黏附特性
圖6所示。當(dāng)來流總溫為?5 ℃時，由圖3可看出，冰晶球度在運動過程中保持恒定。這是由于冰晶未發(fā)生融化。圖4展示了同一位置釋放的4種形狀冰晶的運動軌跡，3種非球狀冰晶運動軌跡較為接近且與球狀差距較大。這是由于球狀冰晶的質(zhì)量與球度都明顯大于非球狀冰晶。圖5給出了來流總溫35 ℃冰晶沿程球度的變化。由圖5可知，非球狀冰晶融化前球度不變，開始融化后球度沿程增大，長橢球狀冰晶球度將逐漸增大至1（融化為水滴）；六角平板狀以及扁橢球狀冰晶球度接近且變化趨勢基本一致。圖6
航空學(xué)報 2023年1期2023-01-31
- 一種航空發(fā)動機防冰傳感器測溫特性試驗研究
器測溫特性隨來流總溫、熱氣流量、熱氣溫度及水滴參數(shù)變化的結(jié)果，結(jié)果可用于傳感器防冰設(shè)計及其優(yōu)化。1 試驗?zāi)Ｐ团c試驗設(shè)備1.1 試驗原理使用冰風(fēng)洞和熱氣系統(tǒng)，模擬熱氣防冰傳感器在航空發(fā)動機內(nèi)的運行環(huán)境。通過對比試驗來流總溫與熱氣防冰傳感器測量總溫，表明傳感器的測溫特性。其中，因熱氣對傳感器測量值有影響，廣義定義的總溫恢復(fù)系數(shù)可能大于1，因此，定義傳感器測量偏差度為總溫恢復(fù)系數(shù)與1 的差值，用以表征傳感器的測溫特性。1.2 試驗裝置試驗在中航工業(yè)武漢航空儀表有
南京航空航天大學(xué)學(xué)報 2022年6期2022-12-25
- 非對稱來流下總溫和壁面粗糙度對矩形轉(zhuǎn)圓隔離段氣動熱力性能的影響
使得飛行時來流的總溫會升高[20]. 冷、熱兩種環(huán)境下隔離段的性能存在差異，因此，有必要去探究高焓來流對隔離段內(nèi)流場的影響. 另外，為了改善高溫環(huán)境下超燃沖壓發(fā)動機的性能，延長其工作壽命，應(yīng)該采用熱防護材料對隔離段等結(jié)構(gòu)部件進行防護，但不同的熱防護結(jié)構(gòu)材料的表面粗糙度存在著明顯的差異，加上隔離段內(nèi)部經(jīng)過高溫?zé)g后內(nèi)壁面光滑度下降明顯[21-22]. 因此，開展壁面粗糙度對隔離段流場機理影響的研究是十分必要的.針對以上問題，本文利用數(shù)值模擬方法在非對稱來流下
中北大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2022年6期2022-12-19
- 導(dǎo)彈發(fā)射箱發(fā)射過程熱流固耦合數(shù)值模擬
a，發(fā)動機燃燒室總溫為3 000 K。壓力出口取當(dāng)?shù)卮髿猸h(huán)境為開放邊界條件，壓力為0.101 MPa，溫度為300 K。2.3 計算方法流場計算時采用密度基進行計算[10]。3 計算結(jié)果分析選取發(fā)射箱前后易碎蓋未打開、后易碎蓋打開、前易碎蓋打開、導(dǎo)彈開始運動和導(dǎo)彈運動出箱5個時間段內(nèi)，流體域發(fā)射箱內(nèi)外箱壁的總溫和壓力變化。3.1 仿真結(jié)果云圖分析導(dǎo)彈發(fā)動機從點火到出箱時發(fā)射箱內(nèi)箱壁總溫云圖如圖5～圖9所示。前后易碎蓋未打開時燃氣流會受到后易碎蓋阻滯燃氣流不
機械與電子 2022年7期2022-08-02
- 單屏式多點氣流溫度傳感器現(xiàn)場校準工況參數(shù)影響分析
鍵影響量為結(jié)構(gòu)、總溫和馬赫數(shù)[9]。中國航發(fā)沈陽動力所也在氣流溫度測量技術(shù)方面做了相關(guān)研究，得到了抽氣率對雙屏蔽抽氣式熱電偶恢復(fù)修正系數(shù)的影響規(guī)律[10]。在將數(shù)值計算用于計量校準儀器方面，國內(nèi)外研究人員均作過很多工作，韓百順、朱懿淵、高蘭等分別對用于測量脈動氣流平均流量的穩(wěn)壓箱、V錐流量計以及基于圓環(huán)陣列的聲場進行了數(shù)值仿真計算，補充并替代了部分試驗[11～13]。Grandmaison Y和Bdulaziz A M分別對強弱射流裝置和小型文丘里管進行了
計量學(xué)報 2022年2期2022-03-26
- 電弧風(fēng)洞噴管壁溫對平板試驗的影響研究
K）時一般采用總溫探針法；溫度高于總溫探針測試上限時，用駐點熱流和駐點壓力探針測量駐點熱流和壓力，采用Fay-Riddell公式[12]間接計算來流總焓（簡稱“F–R探針法”）。F–R探針法的兩種探針均安裝在風(fēng)洞旋轉(zhuǎn)支架上輪流進行掃描測試。熱流測試模型、溫度測試模型安裝在橫向送進機構(gòu)上，如圖3所示。圖3 風(fēng)洞測試裝置布局Fig.3 Test equipment layout in wind tunnel流場核心區(qū)的總溫探針（帶滯止室）如圖4所示，探針有2
實驗流體力學(xué) 2022年6期2022-02-06
- 艦載機/發(fā)動機一體化控制著艦復(fù)飛動態(tài)特性研究
示成以發(fā)動機進口總溫為變量的函數(shù)。所設(shè)計的最大狀態(tài)控制規(guī)律見圖5，具體如下：圖5 發(fā)動機的最大狀態(tài)控制規(guī)律Fig.5 Maximum state control law of engine(1) 當(dāng)風(fēng)扇進口總溫Tt2小于288.15 K 時，高壓壓氣機換算轉(zhuǎn)速CNC=100%CNCmax(CNCmax為高壓壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速)。此時，高壓壓氣機相對轉(zhuǎn)速PCNC=PCNCdes(PCNCdes為高壓壓氣機設(shè)計點相對轉(zhuǎn)速)。(2) 當(dāng)風(fēng)扇進口總溫從288.15
燃氣渦輪試驗與研究 2021年4期2022-01-18
- 基于均勻設(shè)計的制冷小管徑渦流管結(jié)構(gòu)優(yōu)化
，渦流管獲得最大總溫差 36.83 K。何曙等[4]在進口總壓為0.4 MPa 時，實驗對比了不同流道數(shù)目(3～8)下渦流管的性能差異，結(jié)果顯示流道數(shù)為4時，可得到最佳的制冷效應(yīng)，噴嘴流道數(shù)為8 時，其制冷效應(yīng)最差。湯振豪等[5]研究了噴嘴結(jié)構(gòu)對渦流管性能的影響，結(jié)果顯示螺旋噴嘴比直流噴嘴渦流管具有更好的能量分離效果。何鵬等[6-7]對大管徑八流道直流/螺旋噴嘴渦流管的流動與傳熱性能進行了分析，結(jié)果表明大管徑多流道渦流管相較小管徑渦流管在天然氣處理能力及壓
西安石油大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2021年5期2021-10-21
- 3m×2m結(jié)冰風(fēng)洞熱流場品質(zhì)提高及評估
面升級了風(fēng)洞氣流總溫測量系統(tǒng)，更換了風(fēng)洞溫度控制探針，優(yōu)化了熱流場校測設(shè)備和校測方法，顯著提高了風(fēng)洞氣流溫度測量精準度，提高了校測試驗效率和結(jié)果準確性[8-9]。2011年該風(fēng)洞為進一步提高風(fēng)洞流場品質(zhì)和控制效率，再次改造了制冷系統(tǒng)，將平板型熱交換器更換為Z字型熱交換器，并在2012年開展了全面的氣動-熱流場校測，評估了改造后的試驗段熱流場品質(zhì)，進一步為其適航應(yīng)用提供了硬件基礎(chǔ)和數(shù)據(jù)支撐[10-11]。此外，美國波音BRAIT結(jié)冰風(fēng)洞[12]和Cox結(jié)冰風(fēng)
實驗流體力學(xué) 2021年4期2021-09-15
- 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
值方法,對屏蔽式總溫探針的流動與換熱特性進行了研究,結(jié)果表明在高來流馬赫數(shù)下,速度誤差對進出口面積比的變化較為敏感。王肖等[7]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
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2021年4期2021-09-07
- 敞口鋼包轉(zhuǎn)運過程中鋼水溫降規(guī)律的研究
3.2.2 鋼水總溫降影響因素圖6是A包和C包在不同鋼水量時鋼水總溫降與時間的關(guān)系。可以發(fā)現(xiàn)，相同鋼包較大噸位和較小噸位的鋼水總溫降在30 min時相差超過10℃。(a)A包(b)C包圖6 不同鋼水量時的鋼水總溫降與時間的關(guān)系Figure 6 Relationship between total temperature dropand time of molten steel with different water quantity(a)不同鋼包95 t
大型鑄鍛件 2021年4期2021-07-07
- 高超聲速風(fēng)洞流場總溫測量裝置研制
)高超聲速風(fēng)洞中總溫是其關(guān)鍵參數(shù)之一，而準確地測量總溫對于風(fēng)洞流場的校測尤其重要[1]。由于總溫變化范圍廣，多數(shù)情況下采用熱電偶測量。熱電偶是工業(yè)上最常用的溫度檢測元件之一，其優(yōu)點是:①測量精度高。 因熱電偶直接與被測對象接觸，不受中間介質(zhì)的影響。 ②測量范圍廣。 常用的熱電偶從-50 ℃～1 600 ℃均可連續(xù)測量。 ③構(gòu)造簡單，使用方便。 熱電偶由兩種不同的金屬絲組成，不受大小和開頭的限制，外有保護套管[2]。 在使用熱電偶測量時，通常將熱電偶裝配在特
傳感技術(shù)學(xué)報 2021年2期2021-05-15
- 外涵氣流對內(nèi)涵氣流噪聲影響的數(shù)值研究
涵氣流與內(nèi)涵氣流總溫之比對噪聲屏蔽效果的影響內(nèi)涵氣流馬赫數(shù)為0.77，外涵氣流馬赫數(shù)為0.50，外涵氣流層厚度為100 mm(d/r=1.0)時，改變外涵氣流總溫(T2)，計算不同氣流總溫比(T2/T1，T1為內(nèi)涵氣流總溫)對總聲壓級的影響。計算邊界條件如表3所示。表3 不同內(nèi)外涵氣流總溫比時的邊界條件Table 3 Boundary conditions of different total temperature ratios圖6給出了不同外涵氣流總溫
燃氣渦輪試驗與研究 2021年5期2021-05-09
- 超臨界二氧化碳單級軸流透平變工況特性分析
上改變壓比、入口總溫及轉(zhuǎn)速，對透平的變工況特性進行了詳細的研究，為此類單級軸流透平的進一步優(yōu)化設(shè)計提供了指導(dǎo)。1 軸流透平設(shè)計與數(shù)值方法1.1 熱力設(shè)計軸流透平設(shè)計參數(shù)較多，各參數(shù)互相影響，需要反復(fù)校核透平熱力設(shè)計結(jié)果，將其作為氣動設(shè)計參數(shù)，可降低計算復(fù)雜性和減小誤差。具體初始設(shè)計參數(shù)與熱力設(shè)計參數(shù)分別見表1和表2。表1 初始設(shè)計參數(shù)表2 初步熱力設(shè)計結(jié)果1.2 氣動造型根據(jù)熱力設(shè)計計算得到的馬赫數(shù)、進氣角度和出氣角度，利用AXIAL軟件和貝賽爾曲線(Be
動力工程學(xué)報 2021年3期2021-03-26
- 兩相旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機出口流場均勻性數(shù)值研究
當(dāng)量比、空氣噴注總溫、空氣噴注環(huán)縫、噴管等對氣液兩相旋轉(zhuǎn)爆震波傳播的影響。上述學(xué)者的數(shù)值研究主要考察了氣態(tài)燃料下的旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機，國內(nèi)外對液態(tài)燃料旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機數(shù)值模擬較少。兩相RDE出口流場均勻性對后續(xù)加裝的渦輪或噴管的設(shè)計具有重要的意義，而目前尚未有相關(guān)研究發(fā)表。本文對以辛烷為燃料、空氣為氧化劑的氣液兩相旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機進行數(shù)值模擬，采用DPM模型計算辛烷液滴的軌跡，模擬非預(yù)混條件下的旋轉(zhuǎn)爆震波工作過程。對非預(yù)混噴注下兩相RDE的影響因素進行了研究，得到
兵器裝備工程學(xué)報 2021年1期2021-02-23
- 大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)設(shè)計和實現(xiàn)
、RS-422、總溫電阻、離散量、模擬量等參數(shù)。本文從三個方面對大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)的設(shè)計和實現(xiàn)進行闡述：大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)組成及原理;大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)關(guān)鍵設(shè)備的選擇;大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)軟件設(shè)計。其大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng)性能穩(wěn)定，軟硬件升級簡單，滿足大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實驗室測試要求。關(guān)鍵詞：大氣數(shù)據(jù)激勵仿真測試系統(tǒng);實驗室測試設(shè)備1. 組成及原理在對大氣數(shù)據(jù)計算機（含傳感器）的工作原理、測試需求和接口等進行分析后，利用工控機、高性能的硬
科技信息·學(xué)術(shù)版 2021年6期2021-02-14
- 某型壓氣機的S2流面靜葉調(diào)節(jié)優(yōu)化
定如下：進口給定總溫、總壓，出口給定靜壓、軸向進氣。計算取多組換算轉(zhuǎn)速值，并結(jié)合共同工作規(guī)律計算壓氣機渦輪共同工作的共同工作特性線。3 壓氣機特性計算結(jié)果及分析對原型壓氣機取多組折合轉(zhuǎn)速值。對每一折合轉(zhuǎn)速值取多組工作點，結(jié)合壓氣機幾何數(shù)據(jù)，輸入一維程序計算得出總體參數(shù)及各級間參數(shù)。通過對一維計算結(jié)果進行整理，可以得到通用特性線。對該壓氣機的一維級間特性進行計算，各級轉(zhuǎn)子的做功能力影響壓氣機整體特性。圖3為一維計算壓氣機各級的總壓分布。在壓氣機中，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動推
機械制造與自動化 2021年1期2021-02-03
- 大型結(jié)冰風(fēng)洞熱流場符合性驗證
考察了試驗段氣流總溫、試驗段氣流速度和噴嘴干空氣射流對熱流場空間均勻性和時間穩(wěn)定性的影響，獲得了試驗段氣流總溫修正關(guān)系，形成了3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段熱流場控制包線，為其適航應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。1 3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞簡介中國空氣動力研究與發(fā)展中心3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞是一座閉口回流式高亞聲速風(fēng)洞(圖1)，主要包括結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)和風(fēng)機動力系統(tǒng)。結(jié)冰噴霧系統(tǒng)利用噴霧耙和噴嘴產(chǎn)生結(jié)冰云霧，其中噴霧耙安裝于穩(wěn)定段蜂窩器下游、收縮段入口位
實驗流體力學(xué) 2020年5期2020-11-03
- 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
裝在位移機構(gòu)上的總溫和總壓氣動探針,對中介機匣實驗件的進、出口截面進行流場測量,得到進、出口截面的總溫和總壓參數(shù)的分布。截面的測量位置可以通過探針位移機構(gòu)調(diào)整,軸向位置有三個:進口總溫、總壓測量位置位于進口安裝邊前25 mm截面,出口位于實驗件出口安裝邊后170 mm處,徑向位置位于實驗件上、下壁間等間距測量,并離開上、下壁面各1 mm。在上、下壁沿大、小支板之間中間法向距離的流線位置各均勻布置30個靜壓測孔。數(shù)據(jù)采集用PSI 9116智能型壓力掃描閥,測
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年22期2020-09-04
- 大管徑八流道直流噴嘴渦流管流動與傳熱數(shù)值模擬
Pa，入口氣體的總溫(滯止溫度)為290 K，冷端出口壓力為0.1 MPa，利用熱端出口背壓來調(diào)控渦流管的冷流率，通過對水力直徑和湍流強度進行設(shè)置來確定進出口邊界的湍流條件。假定渦流管壁面為絕熱、無滑移壁面，不考慮與外界熱量和功的交換情況。1.3 網(wǎng)格劃分網(wǎng)格的數(shù)量和質(zhì)量對模擬結(jié)果的收斂性和計算精度存在顯著影響，由于渦流管屬于多聯(lián)通結(jié)構(gòu)，因此對其進行整體的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分十分不易[14]。本文依據(jù)其結(jié)構(gòu)的幾何特性和流動特性，采用分區(qū)域非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，形成三維
非常規(guī)油氣 2020年3期2020-08-27
- 環(huán)形引射器兩相流動數(shù)值模擬
力入口，設(shè)定入口總溫為530 K，總壓為1.85 MPa，蒸汽化學(xué)成分及各成分占比見表1；二次流入口設(shè)為固壁；引射器出口采用壓力出口，給定出口壓力為大氣壓。在Fluent中開啟組分輸運，混合氣體的密度采用真實氣體的Real-Gas-Soave-Redlich-Kwong三參數(shù)狀態(tài)方程進行計算。表1 環(huán)形引射器蒸汽化學(xué)成分1.4 相變模型蒸汽在引射器內(nèi)會發(fā)生超音速流動，水蒸氣加速膨脹降溫降壓，可能會有部分水蒸氣越過氣液飽和線變?yōu)橐合?，?dǎo)致引射器內(nèi)氣液兩相流共
火箭推進 2020年4期2020-08-18
- 固體沖壓發(fā)動機自由射流試驗空氣捕獲量測量方法 ①
室模擬段出口布置總溫、總壓和靜壓測試耙，依據(jù)測量耙上各傳感器測試數(shù)據(jù)計算空氣捕獲流量[3-6]。該測量方法需要在正式自由射流試驗前針對不同的試驗工況進行多發(fā)吹風(fēng)標(biāo)定試驗，標(biāo)定工作量龐大，成本較高；總溫、總壓和靜壓測量耙設(shè)計和加工均較為復(fù)雜，且測點的分布方案對測量精度有較大的影響。近幾年，隨著TDLAS技術(shù)的發(fā)展和完善，該技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于航空發(fā)動機進氣道流量測量、沖壓發(fā)動機進氣道和隔離段流量測量及風(fēng)洞來流狀態(tài)檢測[7-10]。目前，固沖發(fā)動機流場數(shù)值仿真技術(shù)已
固體火箭技術(shù) 2020年3期2020-08-01
- 氣體二次噴射推力矢量控制系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化與試驗研究*
為10 MPa，總溫為3 000 K。二次射流入口給定壓力邊界，考慮噴射位置與角度、二次流總溫與總壓的影響。主流和二次流在主噴管的擴散段混合，混合后出口為地面環(huán)境。研究對象為高速可壓縮流動，求解時網(wǎng)格劃分較密，采用耦合隱式算法求解能量和動量方程，能較快得到收斂解。圖1 噴管氣體二次噴射結(jié)構(gòu)示意2 計算結(jié)果及交互作用分析分析的影響因素及水平見表1。為了獲得條件與結(jié)果之間規(guī)律性的認識，找出影響側(cè)向控制力的噴射流物理參數(shù)、噴射孔位置、角度以及噴管幾何參數(shù)的主效應(yīng)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2020年1期2020-07-09
- 基于基團法的沖壓發(fā)動機燃燒室性能分析
燒室加熱比，出口總溫等的工作性能的影響。研究結(jié)論對沖壓發(fā)動機燃燒室的性能評估提供了理論支撐。1 外部條件考慮工作范圍等因素，大氣參數(shù)設(shè)置為USSA-1976大氣模型，考慮到氧氣和氮氣成分在大氣成分中占比超過99%，近似認為空氣成分只有氮氣、氧氣。圖1為發(fā)動機總體結(jié)構(gòu)示意圖，主要為雙楔進氣道、燃燒室以及拉瓦爾噴管。其中燃燒反應(yīng)區(qū)的所發(fā)生的物理化學(xué)變化即是本文所主要研究的對象。由于燃燒室反應(yīng)區(qū)主要以燃油與空氣混合燃燒加熱燃氣為主要過程，因此分析過程中忽略發(fā)動機
兵器裝備工程學(xué)報 2020年6期2020-07-07
- 高負荷壓氣機首級可調(diào)靜葉進口氣流參數(shù)測試誤差分析
調(diào)靜葉上的總壓或總溫葉型探針測試精度及其對壓氣機性能評定的影響。為支撐基于葉型探針的多級高負荷壓氣機級間測試方案的進一步改進，本文對首級可調(diào)靜葉上葉型探針的氣流狀態(tài)進行了預(yù)估，并在葉型探針校準特性分析的基礎(chǔ)上，定量分析了首級可調(diào)靜葉進口氣流總壓和總溫參數(shù)測試誤差，以及其對匹配環(huán)境下首級性能和后四級性能測試精度的影響程度。2 研究對象某高負荷五級壓氣機(圖1)由一單級壓氣機和四級壓氣機串裝組合并改進設(shè)計而成，其中首級可調(diào)靜葉由單級壓氣機的出口靜葉和四級壓氣機
燃氣渦輪試驗與研究 2020年2期2020-06-20
- 航空發(fā)動機核心機全三維數(shù)值仿真方法研究
給定核心機測量的總溫、總壓；壓氣機轉(zhuǎn)子和渦輪轉(zhuǎn)子設(shè)定物理轉(zhuǎn)速；燃燒室按照燃油噴霧模型給定燃油物理流量；壓氣機一級前、四級后、六級后的引氣流量和燃燒室二股氣流的出口流量以設(shè)計的空氣系統(tǒng)分配比例給定；以源項方式[9]按渦輪冷卻設(shè)計結(jié)果給定冷卻噴射的流量、總溫和方向(圖2)；給定噴管后高空艙測量環(huán)境壓力；部件之間的交界面及通道的周期性面參考文獻[9]和文獻[10]的方式給定。湍流模型采用適合葉輪機旋轉(zhuǎn)和分離捕捉的SST湍流模型，高精度數(shù)值求解格式。燃燒采用單步化
燃氣渦輪試驗與研究 2020年1期2020-06-05
- 大管徑八流道螺旋噴嘴渦流管流動與傳熱數(shù)值模擬
Pa；入口氣體的總溫(滯止溫度)為290 K，冷端出口，靜壓為0.1 MPa，利用熱端出口背壓來調(diào)控渦流管的冷流比，通過對水力直徑和湍流強度進行設(shè)置來確定進出口邊界的湍流條件。假定渦流管壁面為絕熱、無滑移壁面，不考慮與外界熱量和功量的交換情況[14]。1.3 網(wǎng)格劃分網(wǎng)格的數(shù)量和品質(zhì)直接影響數(shù)值模擬的收斂性和計算結(jié)果的精度，由于渦流管屬于多聯(lián)通結(jié)構(gòu)，采用整體的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分十分困難。依據(jù)其結(jié)構(gòu)的幾何特性和流動特性，對渦流管進行分區(qū)域非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，如圖2所
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年11期2020-06-04
- 華中科技大學(xué)李寶仁教授團隊榮獲2019年度國家技術(shù)發(fā)明二等獎 高動態(tài)XX飛行環(huán)境高精度模擬試驗技術(shù)及應(yīng)用
——在地面給飛行器提供高精度的動態(tài)大氣飛行環(huán)境
雜多變，總靜壓/總溫等大氣數(shù)據(jù)易出現(xiàn)突變和波動，嚴重影響飛行安全和穩(wěn)定控制。因此，必須在地面模擬飛行高度與速度變化對應(yīng)的動態(tài)總靜壓/總溫飛行環(huán)境，面臨大范圍、高動態(tài)、高精度三大技術(shù)挑戰(zhàn)。面向載人航天等國家重大戰(zhàn)略需求，歷時近20年，突破了大范圍正負壓交替伺服控制與動態(tài)氣流溫度精確控制技術(shù)瓶頸，研制了系列化總靜壓/總溫模擬試驗設(shè)備，實現(xiàn)了高動態(tài)XX飛行環(huán)境高精度模擬試驗零的突破與重大創(chuàng)新。成果應(yīng)用于神舟系列飛船的研制，解決了神舟7號～11號、嫦娥5T1等15
液壓與氣動 2020年2期2020-02-18
- 反推氣流對大涵道比渦扇發(fā)動機進口流場影響的數(shù)值模擬研究
在發(fā)動機進口形成總溫畸變[6-8]，當(dāng)流場畸變較為嚴重時可導(dǎo)致發(fā)動機出現(xiàn)失速、喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)，威脅飛機安全。因此，與發(fā)動機的兼容性是反推裝置設(shè)計需重點關(guān)注的問題之一。CFD技術(shù)在反推裝置與發(fā)動機的兼容性研究方面有著廣泛應(yīng)用。如Chen[9]介紹了采用全三維黏性流場數(shù)值模擬技術(shù)計算反推氣流擾流流場細節(jié)的方法；Trapp等[4]采用CFD技術(shù)獲得某民用飛機著陸滑跑過程中的反推氣流流場，并通過試驗驗證了結(jié)果的可靠性；左志成等[6]采用CFD 技術(shù)模擬了民機
燃氣渦輪試驗與研究 2019年6期2020-01-17
- 蒸汽/空氣預(yù)旋系統(tǒng)溫降和流阻特性對比研究
噴嘴降低氣流相對總溫，減少冷氣流動損失，從而為高壓渦輪葉片輸送品質(zhì)更高的冷卻空氣，有利于減少冷氣用量，進而提高燃氣輪機的整體性能。開發(fā)高效的葉片冷卻技術(shù)對于提高燃氣輪機的熱效率和輸出功率極其重要。當(dāng)燃氣渦輪進口溫度超過1500℃時，采用以空氣為介質(zhì)的葉片冷卻技術(shù)已不能滿足高性能燃氣輪機的要求[1]。蒸汽的導(dǎo)熱系數(shù)和比熱容較空氣的大，冷卻品質(zhì)更高，可以更好地提升燃氣輪機的整體性能。目前蒸汽冷卻技術(shù)發(fā)展極為迅速，在燃氣-蒸汽聯(lián)合循環(huán)系統(tǒng)中具有良好的應(yīng)用前景?，F(xiàn)
航空發(fā)動機 2019年5期2019-12-13
- 低壓渦輪導(dǎo)葉內(nèi)環(huán)結(jié)構(gòu)設(shè)計
*in為冷氣進口總溫；T*out,r為預(yù)旋出口相對總溫。T*in和T*out,r的定義如下式中：T 為靜溫；CP為材料比熱容；V 和W 分別為絕對速度與相對速度（相對旋轉(zhuǎn)渦輪盤）。將速度V、W沿3 個坐標(biāo)系分解為式中：Vr=Wr；Vφ=Wφ+U；VZ=WZ；U 為渦輪盤周向速度分量。此外，定義某一徑向高度預(yù)旋出口氣流周向速度與渦輪盤周向速度的比值為旋轉(zhuǎn)比將式（2）～（5）代入式（1）中整理可得對式（7）求導(dǎo)可以得到當(dāng)Vφ=U 時，理論溫降存在最大值，即Sr
航空發(fā)動機 2019年3期2019-12-12
- 高性能經(jīng)濟可承受先進加力燃燒室技術(shù)GOTChA 分解
為加力燃燒室出口總溫；L/D為加力燃燒室長度(包括摻混段長度、擴壓段長度及燃燒區(qū)長度)與直徑之比，通常稱為加力燃燒室長徑比；C/Ls為產(chǎn)品成本與壽命周期之比。為定量評估加力燃燒室技術(shù)水平，需確定加力燃燒室的燃燒效率、總壓恢復(fù)系數(shù)、出口總溫、長徑比、成本與壽命周期等參數(shù)變化后對發(fā)動機推重比、耗油率、成本、壽命的影響。表1 給出了采用敏感度分析方法得出的推重比10 一級發(fā)動機加力燃燒室工作參數(shù)變化對發(fā)動機推力和耗油率的影響敏感系數(shù)[10]。由表可知，增大總空氣
燃氣渦輪試驗與研究 2019年5期2019-11-22
- 偏流板對發(fā)動機進口溫升影響研究
條件，給定流量和總溫，用以區(qū)別不同發(fā)動機推力狀態(tài)；來流邊界條件設(shè)置為壓力遠場；發(fā)動機進口設(shè)置為壓力出口條件；甲板設(shè)置為壁面邊界條件；計算區(qū)域網(wǎng)格全部采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。3 計算方法及驗證3.1 流場計算流場采用計算流體動力學(xué)軟件Fluent[9]計算。計算時，假定尾噴流為定常、理想的可壓縮氣體，使用密度基耦合算法求解器，湍流模型采用標(biāo)準的k-ε兩方程模型，控制方程采用二階迎風(fēng)模式離散。3.2 計算方法驗證為驗證尾噴流流場數(shù)值計算方法的準確性，對文獻[10]中在
燃氣渦輪試驗與研究 2019年2期2019-05-18
- 短型熱電偶導(dǎo)熱誤差影響因素數(shù)值仿真分析
式中：Tg為氣流總溫；Tj為熱電偶溫度示值；Td為支座溫度；α為熱電偶端與流體的對流換熱系數(shù)；L為傳感器插入深度；d為傳感器直徑。對于特定的熱電偶，λ和d已經(jīng)確定，在測量中影響導(dǎo)熱誤差的主要因素有熱電偶插入深度、對流換熱系數(shù)和支座溫度，而對流換熱系數(shù)主要受來流總溫和速度影響。下面將通過數(shù)值仿真分別研究熱電偶插入深度、來流總溫、來流馬赫數(shù)以及基座溫度對熱電偶導(dǎo)熱誤差的影響。2.1 熱電偶插入深度對導(dǎo)熱誤差的影響來流馬赫數(shù)為0.3，來流總溫分別為573 K，6
火箭推進 2018年6期2019-01-18
- 脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性研究
不能真實模擬實際總溫(馬赫數(shù)6時達到1800K)，因此，開展發(fā)動機及飛行器一體化帶動力試驗還需要滿足總溫要求的高焓設(shè)備。燃燒加熱風(fēng)洞是目前高超聲速飛行器地面模擬試驗尤其是帶動力試驗的主要設(shè)備。在過去的十幾年間，中國空氣動力研究與發(fā)展中心研制了不同尺度的脈沖燃燒風(fēng)洞，探索了一體化飛行器設(shè)計、計算與試驗技術(shù)[7-9]。在此基礎(chǔ)上，發(fā)展了基于脈沖燃燒風(fēng)洞的大尺度飛行器帶動力一體化試驗技術(shù)[10-11]，提出了一種基于一體化試驗直接測力結(jié)果的飛行器和發(fā)動機性能評估
實驗流體力學(xué) 2018年3期2018-10-10
- 蒸汽和空氣預(yù)旋進氣共轉(zhuǎn)盤腔壁面換熱研究
，冷卻氣體的相對總溫降低，從而提高了冷卻效果。未來燃氣輪機燃氣初溫可達1 700 ℃[1]，使得渦輪葉片及渦輪盤的有效冷卻變得更加困難。目前，大多數(shù)燃氣輪機采用空氣作為冷卻介質(zhì)，冷卻空氣從壓氣機的某一級引出，進入冷卻通道。過量使用冷卻空氣將減少進入燃燒室參與做功的氣流，導(dǎo)致燃氣輪機的總體性能降低。新型燃氣輪機采用了蒸汽冷卻[2]，相對于空氣冷卻，蒸汽冷卻有2個優(yōu)點：(1)蒸汽的導(dǎo)熱性與熱容優(yōu)于空氣，故其冷卻效率高；(2)可以減少從壓氣機中引氣，從而提高燃氣
動力工程學(xué)報 2018年8期2018-08-29
- 高超音速氣流總溫傳感器設(shè)計
需要準確測量氣流總溫，為機體熱強度設(shè)計提供必需的設(shè)計參數(shù)。高超音速氣流總溫能達到1500℃以上，耐高溫的氣流總溫傳感器在我國現(xiàn)階段還是空白，國外同類產(chǎn)品對我國又實行技術(shù)封鎖。因此，需要從溫度測量原理上分析研究，探索適用于機載的高超溫氣流溫度測量方法，研制高超音速氣流總溫傳感器。1 氣流總溫測量方法分析1.1 溫度測量方法溫度是表征物體冷熱程度的物理量，常用的測量方法有接觸式和非接觸式兩種。接觸式測量是利用熱平衡原理，通過測溫元件與被測介質(zhì)接觸并進行熱交換，
數(shù)碼世界 2018年2期2018-03-21
- 熱電偶絲溫度響應(yīng)過程數(shù)值計算分析
0)高焓高速氣流總溫主要應(yīng)用總溫探針測量，脈沖類高焓風(fēng)洞對溫度響應(yīng)時間要求較高，而探針溫度響應(yīng)主要是電偶絲的溫度響應(yīng)過程.為了分析影響電偶絲溫度響應(yīng)的過程，針對電偶絲進行了理論分析，獲得了電偶絲溫度響應(yīng)的理論公式，并分析了電偶絲測溫存在的誤差.隨后利用有限差分法對電偶絲的溫度響應(yīng)過程進行數(shù)值計算，獲得了電偶絲溫度響應(yīng)曲線，并且結(jié)果表明：電偶絲直徑越小，響應(yīng)時間越短；電偶絲結(jié)點越小其響應(yīng)時間越短；相同直徑的電偶絲越長其響應(yīng)越快.總溫探針；熱電偶；溫度響應(yīng)；數(shù)
商丘師范學(xué)院學(xué)報 2017年9期2017-08-11
- 一種新穎的基于總能量守恒的化學(xué)平衡流算法
結(jié)流模型。加熱器總溫的動態(tài)仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)一致，但加熱器后續(xù)管道中的管流總溫明顯高于試驗數(shù)據(jù)。針對以往研究中的不足，本文提出了一種基于總能量守恒的熱力計算方法，并從平衡流物理化學(xué)實質(zhì)出發(fā)，進一步提出了一套新穎的基于總能量守恒的化學(xué)平衡流計算方法，采用該方法改進文獻 [12-13]中的加熱器模型，并通過與試驗數(shù)據(jù)的對比，驗證新方法的有效性。1 渦輪試驗臺裝置圖1所示為由42個組件組成的渦輪試驗臺氣路系統(tǒng)的仿真模型，模塊化建模[13]時劃分為2個流體源 (F
火箭推進 2017年1期2017-03-08
- 短距起飛/垂直降落飛機外流場特性研究
動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布圖4(a)和整個流場總溫沿流線的整體分布圖4(b)可看出：從主發(fā)動機噴管射流出的熱燃氣射流沖擊至地面，經(jīng)過地面的阻擋/反射作用向四周擴散流動。其中，向機體后方流動的熱燃氣未受擾動，繼續(xù)沿地面流動；而沿地面向機體前方流動的熱燃氣，在機身下部附近向左右兩側(cè)發(fā)生卷吸、分離流動現(xiàn)象。而由飛機中分面下部空間速度矢量分布圖4(c)可看出：升力風(fēng)扇射流沿地面與主發(fā)動機熱射流相向流動，相匯后共同向上流動，流至機體處受到阻擋再次發(fā)生分流，并在
燃氣渦輪試驗與研究 2016年6期2017-01-18
- 1種用于渦輪出口總溫測量的新型熱電偶設(shè)計
1種用于渦輪出口總溫測量的新型熱電偶設(shè)計劉緒鵬，劉忠奎，孫琪（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）針對在測量某型燃氣輪機渦輪出口截面的總溫時出現(xiàn)的熱電偶失效、使用壽命短的問題，對故障電偶進行了分解和能譜分析，發(fā)現(xiàn)故障是由偶絲氧化及碎裂的填充水泥的影響導(dǎo)致偶絲斷裂造成的。結(jié)合渦輪出口的特定測量環(huán)境，研制了1種能夠在高溫氧化環(huán)境中長期可靠使用的總溫測量熱電偶。介紹了新型熱電偶結(jié)構(gòu)、感溫元件以及采用的支桿填充方式，并對新型熱電偶進行結(jié)構(gòu)和精度分析。通
航空發(fā)動機 2016年2期2016-09-23
- 關(guān)于I重整生成油辛烷值較低問題的分析
值、產(chǎn)氫量、反應(yīng)總溫降、C5+液體收率、重整循環(huán)氫純度及穩(wěn)定塔頂氣數(shù)據(jù)的詳細對比，得出6月1日提溫后重整生成油及產(chǎn)氫量較低是由于重整催化劑失氯造成的，進一步分析可能引起催化劑失氯的原因，并通過增加注氯量，至6月17日，重整生成油辛烷值、產(chǎn)氫量、重整總溫降等已恢復(fù)正常。重整； 操作條件； 重整生成油； 辛烷值金陵分公司I連續(xù)重整裝置始建于1997年，設(shè)計規(guī)模60萬t/a，2009年催化劑更換為PS-VII催化劑，2012年8月進行了擴容改造，將處理能力由60
當(dāng)代化工 2016年6期2016-09-19
- 縱橫式滯止罩設(shè)計方案研究
0136）為提高總溫傳感器的測量準確度，以溫度傳感器滯止理論為基礎(chǔ)，根據(jù)現(xiàn)有的設(shè)計經(jīng)驗合理設(shè)計一種與傳感器探針配套使用的滯止罩，滯止罩采用縱橫式結(jié)構(gòu)設(shè)計。給出不同的測試環(huán)境及測溫范圍下滯止罩材料的選取建議；在氣流溫度為1000K、氣流速度馬赫數(shù)為0.5的條件下，利用CFD軟件對在不同的滯止罩氣流進出口面積比、不同的傳感器探針探測長度、不同的主滯止室擴張角等3組條件下進行數(shù)值仿真，得到9種工況下滯止室內(nèi)氣流速度分布及探針表面的溫度分布。經(jīng)對比研究分析得到縱橫
中國測試 2015年5期2015-02-20
- 第三代RHT系列催化劑在2.0 Mt/a渣油加氫裝置的工業(yè)應(yīng)用
Ⅱ列的催化劑床層總溫升變化情況。由圖3可以看出，裝置運轉(zhuǎn)150天以前，兩列催化劑床層總溫升差別不大，大部分時間Ⅱ列的催化劑床層總溫升略高于Ⅰ列；運轉(zhuǎn)150～330天期間，Ⅱ列的催化劑床層總溫升明顯高于Ⅰ列；運轉(zhuǎn)330天后，兩列催化劑床層總溫升差別不大，有時Ⅰ列的催化劑床層總溫升略高于Ⅱ列。渣油加氫過程中，發(fā)生的主要反應(yīng)有加氫脫硫、脫氮、脫金屬等反應(yīng)，以及殘?zhí)壳吧砦镛D(zhuǎn)化，這些反應(yīng)均為放熱反應(yīng)，其中加氫脫硫反應(yīng)是渣油加氫過程中的主要反應(yīng)，對總反應(yīng)熱的貢獻最大。
石油煉制與化工 2014年12期2014-09-06
- 某型小涵道比渦扇發(fā)動機風(fēng)車狀態(tài)性能模擬
態(tài)下，燃燒室出口總溫與壓氣機出口總溫相等，倘若不考慮雷諾數(shù)的影響，即相似條件仍然滿足，此時可認為燃燒室出口總溫與壓氣機出口總溫相等作為調(diào)節(jié)規(guī)律.那么發(fā)動機的相似參數(shù)就只取決于飛行條件與大氣條件，即在高度不變的情況下，只取決于飛行馬赫數(shù).也就是說，氣流通過燃燒室總溫未增加，發(fā)動機共同工作點取決于進氣道沖壓比.空中啟動可分為2個階段:1)發(fā)動機自動地進入穩(wěn)定的風(fēng)車狀態(tài);2)主燃燒室點燃后，渦輪和進入發(fā)動機的氣流共同加速轉(zhuǎn)子.所以在飛行中，燃燒室熄火后，如同在地
- 入口氣流參數(shù)對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒室性能的影響分析
口氣流參數(shù)總壓、總溫、馬赫數(shù),得出了各工況下的燃燒室初始型面尺寸并分析了其性能。研究結(jié)果表明:在設(shè)計飛行條件下,提高燃燒室入口氣流的總壓和總溫均能提高燃燒室的性能,但總溫對燃燒室性能的影響更大;燃燒室入口較低的馬赫數(shù)可以減小燃燒室的加熱損失,提高燃燒室的性能;在入口氣流質(zhì)量流量和臺階面積比一定的條件下,提高總溫和總壓、減小馬赫數(shù),能提高燃面推移速率,減小燃燒室的長度。兵器科學(xué)與技術(shù);超燃沖壓發(fā)動機;固體燃料;燃燒室;入口氣流參數(shù)0 引言固體燃料超燃沖壓發(fā)動
兵工學(xué)報 2014年5期2014-06-27
- 幾種典型燃燒室高溫氣流溫度傳感器的設(shè)計
3］。在測量氣流總溫時，測溫誤差主要有:被測氣流不能完全滯止引起的速度誤差、熱輻射引起的輻射誤差、沿測溫元件導(dǎo)熱引起的導(dǎo)熱誤差和測溫元件熱慣性引起的動態(tài)誤差。在設(shè)計熱電偶傳感器時，根據(jù)傳感器使用工況的不同，不同的誤差類型將占據(jù)主導(dǎo)，一般要遵循一些原則來盡可能地減小這些誤差。在測量高速 (Ma＞0.2)氣流溫度時，速度誤差比較大，要考慮速度誤差對測溫結(jié)果的影響。通常采用恢復(fù)系數(shù)來評價測溫的速度誤差，傳感器的結(jié)構(gòu)型式和安裝方式對恢復(fù)特性影響較大，通常裸露式熱電
計測技術(shù) 2014年3期2014-04-26
- 畸變進氣對兩級風(fēng)扇穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬
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 引言軍用航空燃氣渦輪發(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)作為航空燃氣渦輪發(fā)動機的一個重要組成部分，正常工作條件下，為發(fā)動機提供合適的質(zhì)量流量
燃氣渦輪試驗與研究 2014年4期2014-02-28
- 進氣畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機穩(wěn)定性的影響
評估了總壓畸變和總溫畸變對某型大涵道比渦扇發(fā)動機穩(wěn)定性的影響，獲取了發(fā)動機的臨界畸變指數(shù)和首發(fā)失穩(wěn)級組。結(jié)果表明：總壓畸變在風(fēng)扇中衰減幅度最大，發(fā)動機在高轉(zhuǎn)速下運行達到臨界總壓畸變值時，風(fēng)扇率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速下運行時為增壓級率先失穩(wěn)；總溫畸變在高壓壓氣機中衰減幅度最大，發(fā)動機在高轉(zhuǎn)速運行達到臨界總溫畸變值時，高壓壓氣機率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速運行時為增壓級率先失穩(wěn)。大涵道比渦扇發(fā)動機；進氣畸變；穩(wěn)定性；數(shù)值模擬0 引言大涵道比渦扇發(fā)動機由于推力大、耗油率低、噪聲
航空發(fā)動機 2013年6期2013-07-07
- 渦輪發(fā)動機可調(diào)收擴噴管最優(yōu)面積比計算及分析
值。收擴噴管燃氣總溫T*、總壓P*、比熱比k、氣體常數(shù)R均為定值，那么推力系數(shù)可以描述為q，即1/Ar的函數(shù)。推力系數(shù)曲線如圖2所示。從圖2中可見，T*=1000 K、A8=0.25 m2、噴管可用落壓比π=9.54、背壓 P0=101325時，式（1）所示的函數(shù)存在極大值，而且并非1維等熵噴管完全膨脹時的出口面積比。應(yīng)用1維等熵公式計算的完全膨脹面積比Ar=2，而曲線中的最大值出現(xiàn)在Ar=1.74時。圖1 收擴噴管圖2 推力系數(shù)曲線2 可調(diào)收擴噴管最優(yōu)面
航空發(fā)動機 2013年2期2013-04-27
- 基于總溫測量的超燃沖壓發(fā)動機燃燒效率研究
氣組分濃度和燃氣總溫時在選取燃燒效率定義時就要有所區(qū)別。因此建立與試驗測量相配套的評價方法，并通過測量數(shù)據(jù)最終獲得燃燒效率就成為評定燃燒室性能需要解決的關(guān)鍵問題之一。目前，超燃沖壓發(fā)動機的燃燒效率主要按照兩種定義并結(jié)合相應(yīng)的測量方法進行獲取。一類是按照實際放熱量與理論放熱量之比的定義方法，主要基于燃氣組分測量（取樣分析［5－6］或光 學(xué)測量［7－9］）獲取燃燒效率。但超燃沖壓發(fā)動機燃燒室過高的燃氣溫度對取樣裝置、燃氣凍結(jié)技術(shù)帶來了較大的難題。而光學(xué)測量燃氣
實驗流體力學(xué) 2012年4期2012-11-15
- 渦輪導(dǎo)向器喉道燃氣流量計算及參數(shù)敏感性分析
動機內(nèi)外涵及進口總溫測量精度要求較高，需要已知總的空氣流量，而飛行試驗中該流量往往未知，所以該方法應(yīng)用在試飛中有一定的限制。高壓渦輪導(dǎo)向器喉道流量函數(shù)法，充分利用了高壓渦輪導(dǎo)向器喉道在發(fā)動機較寬工作范圍內(nèi)達臨界的特點[3]，通過建立燃燒室進出口流量及能量平衡，間接確定燃燒室出口燃氣流量，并考慮壓氣機中間級引氣及渦輪組件冷卻氣流量，可間接計算通過發(fā)動機內(nèi)涵道的空氣流量。目前，國內(nèi)尚未開展該方法的飛行試驗應(yīng)用研究。本文在文獻[1]、[3]的基礎(chǔ)上，建立了高壓渦
燃氣渦輪試驗與研究 2012年2期2012-07-01
- 小型探針在小尺寸壓氣機性能試驗中的應(yīng)用
結(jié)構(gòu)形式的總壓、總溫復(fù)合探針。分別介紹了兩種探針的優(yōu)缺點和校準結(jié)果，并對探針進行了數(shù)值模擬和出口流場測量，對比分析了兩種探針測取的總壓、總溫及總性能間的差異。結(jié)果表明：兩種探針均能滿足小尺寸壓氣機出口流道堵塞比要求，有效地測取出口流場參數(shù)。探針；壓氣機；流場；性能；應(yīng)用1 引言測試設(shè)備及測試技術(shù)是整個試驗技術(shù)的核心，試驗測試技術(shù)已發(fā)展成一種多學(xué)科相互滲透的綜合應(yīng)用技術(shù)。隨著發(fā)動機測試技術(shù)日新月異的變化，及時采用最新測試技術(shù)全面準確地測取各種數(shù)據(jù)，系發(fā)動機試
燃氣渦輪試驗與研究 2011年4期2011-07-05
- 航空發(fā)動機燃燒室火焰筒設(shè)計驗證方法研究
計算了火焰筒燃氣總溫沿軸向分布,得到了主燃區(qū)總溫和燃燒室出口總溫，并采用燃燒效率法對其進行了驗證，二者的相對誤差分別為4.4%和1%。結(jié)果表明：在初始設(shè)計階段，采用改進的流阻法和多項式擬合法驗證火焰筒的沿程空氣流量分配和沿程燃氣總溫合理有效。燃燒室；火焰筒；流阻法；多項式擬合法；流量分配；燃氣總溫；航空發(fā)動機0 引言目前，燃燒室設(shè)計包括燃燒室可行性技術(shù)論證、方案設(shè)計和技術(shù)設(shè)計3部分。根據(jù)燃燒室方案設(shè)計中已知的燃燒室進口的空氣流量、總壓、總溫、馬赫數(shù)，出口總
航空發(fā)動機 2011年5期2011-06-06