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题名机匣优化造型对跨声速转子性能影响的研究
被引量：3
- 1
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作者
茅晓晨
刘波
张鹏
邓熙
李民
巫骁雄
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机构
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第4期556-565,共10页
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基金
自然科学基金重点项目(51236006)
先进航空发动机协同创新中心资助
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文摘
为了研究机匣优化造型对跨声速压气机的性能影响,以一跨声速转子为对象,基于数值方法对近设计点和近失速点下机匣造型前后转子叶尖处的流场和整体性能进行了对比分析。结果表明:机匣造型可以有效改善叶尖处的流动,提高压气机性能;提升了全工况范围内的效率,近设计点的效率提升了约0.25%,近失速点效率提升约0.33%;近失速点的压比提高约1.1%,而近设计点的压比基本不变。机匣造型降低了叶片前缘处的负荷,改变了激波的空间结构,使激波后移。在近设计点下,机匣造型提高了大部分叶展上的效率,机匣附近出现两个"低压环"区,由其产生的三维压力梯度效应改变了此位置附近子午面上的涡形态,流向正压力梯度减轻了叶尖处低速回流区的影响;叶尖处的流线流动更合理,"二次泄漏"现象消失。在近失速点下,机匣造型提高了大部分叶展上的总压比;叶尖处的涡形态没有发生变化,而涡核的位置发生了改变;造型使叶尖处的流线流动更加合理,但是"二次泄漏"现象并没有消失。
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关键词
跨声速转子
机匣造型
二次泄漏
参数化
激波结构
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Keywords
Transonic rotor
Casing contouring
Double-leakage
Parameterization
Shock wave structure
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高马赫数超声压气机转子叶型优化设计
- 2
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作者
邱名
马率
周正贵
张传海
王子维
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机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第10期1826-1838,共13页
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基金
国家自然科学基金(11572339)
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文摘
为进一步提高压气机叶尖轮缘速度和增压比,将唯一进气角原理和数值最优化技术用于叶型设计,获得两个高马赫数、高压比、低损失的"S"形超声压气机叶型。首先根据压气机流动机理,提出超声压气机叶栅的性能指标;然后通过吸力面叠加厚度的方式生成初始叶型,保证叶栅的来流马赫数和唯一进气角;最后采用基于修改量的叶型参数化方法,以给定总压比为约束条件,以总压损失系数最小为目标对初始叶型优化。设计结果表明:在设计点,叶栅1和叶栅2的总压损失系数分别为0.119和0.158;在高来流马赫数条件下,超声叶栅需采用大稠度设计才能实现多道斜激波加一道正激波增压;在叶型吸力面前端构造一个斜坡也可增加叶栅通道内的斜激波数量;平直的吸力面后段有利于削弱激波对附面层干扰,将平直吸力面后段与钝尾缘(或翘尾缘)相结合可有效抑制附面层分离,减小尾迹区。
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关键词
超声叶栅
平面叶栅
预压缩叶型
优化设计
唯一进气角
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Keywords
Supersonic cascade
Plane cascade
Pre-compression blade airfoil
Optimization design
Unique incidence
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于SABRE技术的高超声速预冷飞行器应用分析
被引量：13
- 3
-
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作者
周建兴
张浩成
高启滨
陆红
陈静敏
郑日恒
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机构
北京空天技术研究所
北京动力机械研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第10期2196-2206,共11页
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文摘
结合热力循环过程建模和数值模拟分析方法,构建了基于SABRE技术的佩刀发动机方案并对发动机特性进行分析。根据发动机模态特点和特性优势,综合文献资料,对佩刀发动机的飞行器应用方式进行了分析。分析认为,佩刀发动机有希望为多种飞行器应用方向提供动力,包括为临近空间巡航飞行器和亚轨道载荷发射/投放、空天入轨等飞行器提供动力。
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关键词
预冷发动机
临近空间飞行器
空天飞行器
佩刀发动机
云霄塔飞行器
综述
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Keywords
Prechooling hypersonic engine
Suborbital vehicle
Space transportation vehicle
Synergetic air-breathing rocket engine
Skylon
Review
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名ATR/冲压组合动力高超声速飞行器性能分析
被引量：5
- 4
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作者
李永洲
李哲
李光熙
南向谊
张冬青
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机构
西安航天动力研究所
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《火箭推进》
CAS
2018年第3期6-11,共6页
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基金
国家自然科学基金(11702205)
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文摘
针对ATR/冲压并联组合动力的高超声速飞行器,按照典型弹道对其总体性能参数进行计算和分析。结果表明:ATR工作段飞行器的加速性能良好,尤其是在Ma2.0~3.5范围内。总航程随着推重比增加而迅速增加,而飞行时间差别很小,其中ATR工作阶段所占比例显著降低。总航程和飞行时间随着升阻比增加而显著增加,且影响最大的是冲压发动机工作的Ma6.0附近区域。上述研究从飞行器系统角度出发,进一步深化了对ATR发动机的认识。
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关键词
高超声速飞行器
组合循环发动机
ATR发动机
冲压发动机
性能参数分析
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Keywords
hypersonic aircraft
combined cycle engine
ATR engine
ramjet
analysis of perfor-mance parameters
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分类号
V231-34
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名流线曲率法在多级跨声速轴流压气机特性预测中的应用
被引量：8
- 5
-
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作者
巫骁雄
刘波
唐天全
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机构
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第10期2235-2245,共11页
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基金
国家自然科学基金面上项目(51676162)
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文摘
为研究多级跨声速压气机的分析问题,以通流理论为基础,采用了一系列适用于跨声速压气机的攻角、落后角和损失等经验模型,发展了一套基于流线曲率法的通流计算程序来预测跨声速压气机流场及其工作特性。为提高经验模型的预测精度,考虑到真实压气机中复杂的三维流动效应,针对部分早期模型进行了合理改进,包括改进了落后角模型使其适用于更大弯度范围叶型,以及采用一种更为合理的可变结构激波损失预测模型。针对两台跨声速压气机算例进行了计算校验,并将校验结果与实验值和三维数值计算进行对比。对比表明,设计工况下总压比最大计算误差为4.1%,效率误差为1.1%,在非设计工况特性预测和展向流场参数计算中也能得到和实验值相符的变化趋势,该通流计算方法可为现代跨声速轴流多级压气机特性分析提供具有参考价值的预测结果。
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关键词
通流计算
流线曲率法
跨声速压气机
损失与落后角模型
特性预测
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Keywords
Throughflow calculation
Streamline curvature approach
Transonic compressor
Loss and deviation model
Performance prediction
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高速轴流压气机叶尖流动特性试验
被引量：1
- 6
-
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作者
敖永平
单智超
何毅娜
熊兵
樊嘉峰
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机构
中国燃气涡轮研究院
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2013年第4期13-17,共5页
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文摘
为研究压气机转子叶尖流动特性，通过高频动态压力传感器测量其第一级转子壁面静压，录取了多个换算转速下的试验数据，并采用等相位平均方法处理。结果表明：相对换算转速0．6以上槽道激波明显，且随着转速的升高，激波强度增加；叶尖泄漏流动明显，叶片前缘位置最强烈，沿流向逐渐减弱，影响了近1／2弦长、1／3倍叶栅流场；0．7及以上高转速状态下，在叶栅弦长约1／3处，流场的压力突跃脉动峰一峰幅值达到最大，高达15—20kPa，导致较大的气动激振，叶片需承受较大的周期性气动负荷。
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关键词
航空发动机
压气机
叶尖泄漏流动
动态静压
锁相平均
激波
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Keywords
aero-engine
compressor
tip leakage flow
dynamic static pressure
phase average
shock wave
-
分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名抽吸气对高负荷跨声双级风扇裕度影响的数值研究
被引量：1
- 7
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作者
白尨
金海良
金东海
桂幸民
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机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2012年第2期12-17,共6页
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基金
国家自然科学基金(50736007
51006005)
"凡舟"青年基金(20100401)
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文摘
采用数值模拟方法,研究了叶片吸力面开缝抽气方案对某高负荷跨声双级风扇性能和稳定工作范围的影响,分析了开缝位置及大小对抽吸气效果的影响。结果表明:通过静子叶片吸力面边界层抽气,可将边界层分离区的分离流引出,抑制或推迟边界层分离,减小因边界层分离带来的损失,从而改善风扇/压气机的气动性能,提高其稳定工作裕度;抽吸气效果与缝隙位置及大小等因素有关,风扇/压气机设计中应用抽吸气技术时须综合考虑以上各种因素的影响。
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关键词
高负荷
跨声速
风扇
边界层抽气
数值模拟
裕度
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Keywords
high loading
transonic
fan
boundary layer suction
numerical simulation
stall margin
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名带凹腔支板的数值模拟
被引量：6
- 8
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作者
刘雯佳
金捷
季鹤鸣
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机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机数值仿真中心
沈阳航空发动机研究所
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
2010年第4期35-38,共4页
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文摘
用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明:凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内(5mm、11mm、15mm),随着凹腔深度的增加,尾流近壁面旋涡的最大涡量值先减小后增大,频率先增大后减小。
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关键词
支板
凹腔
尾流流动
旋涡结构
大涡模拟
火焰稳定
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Keywords
strut
cavity
wake flow
vortex structure
large-eddy simulation
flame hold
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名低温毛细抽吸两相流体回路(CCPL)极限特性分析
- 9
-
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作者
李强
杨贤飞
宣益民
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机构
南京理工大学动力工程学院
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出处
《低温工程》
CAS
CSCD
北大核心
2004年第6期43-46,60,共5页
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基金
南京理工大学科研发展基金 (No.2 0 0 30 80 1)资助
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文摘
分析了CCPL的极限特性 ,包括毛细限、沸腾限、粘性限、携带限和蒸气压限 ,计算结果表明影响CCPL传热能力的极限主要为毛细限和沸腾限。另外 ,讨论了影响毛细限的主要因素 ,为CCPL的设计和运行提供了依据。
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关键词
极限
回路
两相流体
沸腾
粘性
蒸气压
特性分析
抽吸
携带
影响
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Keywords
cryogenic capillary pumped loop
heat transfer limit
capillary limit
boiling limit
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
O171
[理学—基础数学]
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题名大内收缩比进气道加速起动过程中喘振特性研究
被引量：3
- 10
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作者
张晓飞
徐惊雷
俞凯凯
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第7期1494-1503,共10页
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基金
国家自然科学基金(11672346)
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文摘
为了研究二元超/高超声速进气道在加速起动过程中流动的非定常特性,采用二维非定常数值计算方法对内收缩比为1.63的进气道流场进行了数值模拟。研究结果表明,进气道在加速起动过程中,从不起动到起动转变时流场存在两种类型的振荡,即高频振荡与低频振荡。随着来流马赫数的增加,流动依次经历无振荡状态、低幅高频振荡状态、高幅低频振荡状态、起动状态。其中,高频振荡的频率为664Hz,低频振荡的主频率在62~100Hz,二次谐振频率低于200Hz,且高幅低频振荡持续的时间远大于低幅高频振荡的。喉道壅塞是造成流场振荡的主要因素,而观测到的二次谐振现象是由唇罩侧分离区的非定常形成和消失而导致的。
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关键词
二元进气道
加速过程
非定常
喘振
大内收缩比
数值模拟
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Keywords
Two-dimensional inlet
Acceleration process
Unsteady
Flow oscillation
High internal contraction ratio
Numerical simulation
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分类号
V231-3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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