氨燃料燃气轮机化学回热循环性能分析

1

作者 杨仁 杨晓红 +2 位作者 邵晓峰 郑洪涛 赵宁波 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期254-259,共6页

氨燃料化学回热循环利用轮机排气余热来裂解氨生成NH3/H2/N2混合气体,不仅能提高循环热效率,还能够改善燃烧稳定性。以某型船用分轴燃气轮机为基础,采用总体性能仿真分析方法,对比研究在化学平衡状态和不同Ru基催化剂作用下化学回热循... 氨燃料化学回热循环利用轮机排气余热来裂解氨生成NH3/H2/N2混合气体,不仅能提高循环热效率,还能够改善燃烧稳定性。以某型船用分轴燃气轮机为基础,采用总体性能仿真分析方法,对比研究在化学平衡状态和不同Ru基催化剂作用下化学回热循环变工况性能。结果表明:在输出功率12~26 MW范围内,简单循环热效率为30.5%~39%,在化学平衡反应状态下,化学回热燃气轮机(CRGT)循环热效率为40.4%~50.5%,在Ru基催化剂作用下,CRGT循环热效率为37.8%~46.6%;当给定催化剂和空速比时,在变工况范围内氨转化率的变化不大;在化学平衡状态和Ru基催化剂作用下,氨转化率分别为95%和40%,化学反应吸热量占比为56.5%和32%,燃料低热值(LHV)增加约为13.3%和5.4%;采用Ru基催化剂时,能够在变工况范围内显著地改善燃烧稳定性。 展开更多

关键词 氨燃料燃气轮机 化学回热燃气轮机(CRGT) 先进循环 总体性能分析 Ru催化剂

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玄云SW120B航空发动机尾流热流场数值分析

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作者 龚淼 黄文 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 北大核心 2024年第2期109-116,共8页

以玄云SW120B航空发动机为研究对象,在纯气相作用和发动机慢车状态下,对尾部热流场进行建模和数值模拟,通过分析尾部温度场和流场特性,得到温度和流速的分布及变化规律。在喷口端面中心建立坐标系,研究结果显示:尾流出口处热流的温度和... 以玄云SW120B航空发动机为研究对象,在纯气相作用和发动机慢车状态下,对尾部热流场进行建模和数值模拟,通过分析尾部温度场和流场特性,得到温度和流速的分布及变化规律。在喷口端面中心建立坐标系,研究结果显示:尾流出口处热流的温度和流速呈三维锥体分布,以喷口为中心向外扩散,流体远离喷口0.6 m处开始呈现偏离中心轴向的趋势。尾流高温区域为:z<0.9 m,y<0.5 m,温度范围为569~976 K。低温区域为:z>2.5 m,y>0.6 m,最高温度不超过323 K。尾流高流速区域为:z<0.2 m,y<0.2 m,流速范围为77~100 m/s。低流速区域为:z>0.9 m,y>0.2 m,最高流速不超过20 m/s。人体安全区距离为:z>2.5 m,y>0.5 m。研究方法可为大型民航发动机尾流热流场分析和发动机慢车下的地面除冰作业安全区域划分提供参考。 展开更多

关键词 航空发动机 慢车除冰 热流场 尾流

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航空发动机高温升燃烧室贫油熄火及冒烟性能研究 被引量：18

3

作者 许全宏 林宇震 +1 位作者 刘高恩 王志平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期636-640,共5页

高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾... 高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾化喷嘴(旋流杯)燃烧室作为一个基准方案,在相同的进口实验条件下与本研究方案进行了贫油熄火和出口冒烟性能的比较。实验表明,本研究方案与常规的双旋流杯设计方案相比燃烧稳定性好及出口冒烟改善。 展开更多

关键词 航空发动机 高温升 燃烧室 贫油熄火 冒烟性能 三旋流器 双油路复合式喷嘴

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冲击加多斜孔双层壁冷却方式流量系数研究 被引量：22

4

作者 许全宏 林宇震 刘高恩 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第5期49-52,共4页

为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数 ,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究压力参数从 0变化到 80时 ,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列... 为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数 ,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究压力参数从 0变化到 80时 ,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 多斜孔壁 冷却方式 流量系数

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涡轮叶片内冷却通道的流阻与换热研究 被引量：5

5

作者 顾维藻 涂建平 +5 位作者 刘文艳 王志峰 赵冬梅 盛荣昌 刘晓峰 凌劲如 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第3期225-228,共4页

用实验方法研究了冷却气流在放大１倍模型涡轮叶片内通道的压力、冷热态流阻及局部换热系数分布。得出了相应的经验公式。冷却空气径向进入前缘冷却通道，到顶端折而向下在两隔板间流动，大部分空气经隔板５个穿孔弦向流入带三排扰流柱... 用实验方法研究了冷却气流在放大１倍模型涡轮叶片内通道的压力、冷热态流阻及局部换热系数分布。得出了相应的经验公式。冷却空气径向进入前缘冷却通道，到顶端折而向下在两隔板间流动，大部分空气经隔板５个穿孔弦向流入带三排扰流柱的收缩通道，并弦向排出叶片尾部。 展开更多

关键词 叶片 流动阻力 换热系数 航空发动机

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浮升力对双旋转轴间流动换热影响的数值模拟 被引量：4

6

作者 丁水汀 付德斌 +2 位作者 罗翔 徐国强 陶智 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期543-546,共4页

利用Boussinesq假设,采用混合长度模型,对具有轴向通流的双旋转轴间的流动换热进行了数值研究,得到了轴间气体充分发展段的速度分布、温度分布和加热边的对流换热系数,其结果在实验模型参数范围内与PfitzerH的实验研究符合较好。在此基... 利用Boussinesq假设,采用混合长度模型,对具有轴向通流的双旋转轴间的流动换热进行了数值研究,得到了轴间气体充分发展段的速度分布、温度分布和加热边的对流换热系数,其结果在实验模型参数范围内与PfitzerH的实验研究符合较好。在此基础上,进一步数值模拟研究了同向等速旋转双轴间不可压流的离心浮升力对流动换热的影响,结果表明:离心浮升力对流动换热的影响取决于浮升力与惯性力之比GrB/Re2z。当GrB/Re2z≥24时,浮升力的影响十分显著,不可忽略。 展开更多

关键词 航空发动机 浮力 传热 双旋转轴 数值仿真

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直通篦齿封严结构压损规律和临界特性的研究 被引量：14

7

作者 纪国剑 吉洪湖 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期415-420,共6页

采用数值分析和实验相结合的方法,研究了直通篦齿封严结构齿间压力分布规律和临界特性.结果表明:采用重整化群k-ε湍流模型,计算与实验吻合较好;篦齿前后腔压比达到临界压比时,最后一级篦齿齿尖处流动达到堵塞状态,进一步增加压比,临界... 采用数值分析和实验相结合的方法,研究了直通篦齿封严结构齿间压力分布规律和临界特性.结果表明:采用重整化群k-ε湍流模型,计算与实验吻合较好;篦齿前后腔压比达到临界压比时,最后一级篦齿齿尖处流动达到堵塞状态,进一步增加压比,临界截面向来流方向移动,且实际流通面积增加,进而泄漏量增加;沿流动方向各齿造成的压力损失相同,齿间压力线性下降,齿间压力与进口总压比值曲线斜率的大小与进口总压有关. 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 直通篦齿 泄漏系数 临界特性 压损

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非定常环境下动叶气膜冷却流场的数值模拟 被引量：5

8

作者 周莉 张鑫 蔡元虎 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1695-1701,共7页

对非定常环境下动叶气膜冷却的流场进行了数值模拟,研究了动静部件之间非定常效应对气膜冷却效率的影响.计算结果表明,静叶的尾流迁移在冷气喷射位置处时,冷气在喷射位置下游壁面附近的覆盖宽度增大,距喷射位置下游约30%弧长范围内具有... 对非定常环境下动叶气膜冷却的流场进行了数值模拟,研究了动静部件之间非定常效应对气膜冷却效率的影响.计算结果表明,静叶的尾流迁移在冷气喷射位置处时,冷气在喷射位置下游壁面附近的覆盖宽度增大,距喷射位置下游约30%弧长范围内具有较高的气膜冷却效率,但在喷射位置附近的冷却效果略差一些.气膜冷却效率的振荡幅度随着吹风比的增大而增大.由于端壁附近旋涡的影响,冷气很难到达端壁附近,而是被卷吸到喷射位置的下游去,在喷射位置下游靠近端壁附近的冷却效果更好一些. 展开更多

关键词 动叶气膜冷却 非定常效应 气膜冷却效率 尾流 端壁

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多斜孔壁冷却方式不同进气角度小孔内对流换热研究 被引量：11

9

作者 林宇震 李彬 +1 位作者 宋波 刘高恩 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期68-72,共5页

研究了多斜孔壁冷却方式中三种不同进气角度小孔内部对流的局部和平均换热情况。方法是相似理论指导下的实验研究。结果表明：三种进气角度的小孔在孔进口区的换热增强幅度都较大，并且在进口区不同位置增幅差别都很大；三种小孔在相对... 研究了多斜孔壁冷却方式中三种不同进气角度小孔内部对流的局部和平均换热情况。方法是相似理论指导下的实验研究。结果表明：三种进气角度的小孔在孔进口区的换热增强幅度都较大，并且在进口区不同位置增幅差别都很大；三种小孔在相对应的孔内位置上，换热增强差别亦很大。孔内雷诺数对换热增强幅度影响很大，孔内雷诺数越高，换热增强越大。 展开更多

关键词 航空 燃烧室 多斜孔壁 气膜冷却 对流换热

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大气湿度对涡轴发动机地面试车性能的影响 被引量：8

10

作者 张赟 林学森 +2 位作者 李本威 王永华 孙涛 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第3期11-15,共5页

针对涡轴发动机夏季工厂试车性能普遍不合格现象,通过研究大气湿度对发动机进气和燃气热力参数的作用,证明大气湿度变化对发动机性能和工作特性有一定影响。利用相似第一定理,分析并计算了非标准状态下,发动机地面试车时性能换算参数的... 针对涡轴发动机夏季工厂试车性能普遍不合格现象,通过研究大气湿度对发动机进气和燃气热力参数的作用,证明大气湿度变化对发动机性能和工作特性有一定影响。利用相似第一定理,分析并计算了非标准状态下,发动机地面试车时性能换算参数的湿度修正情况,结合计算机编程得出不同湿度条件下各换算参数的湿度修正系数。工厂试车验证表明,加入湿度修正方案后,对发动机健康状况的评定更加客观,更能反映发动机的真实性能状态。 展开更多

关键词 涡轴发动机 地面试车 湿度 性能 换算参数 湿度修正系数

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涡轮叶栅端壁气膜冷却数值模拟 被引量：8

11

作者 刘高文 刘松龄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期130-133,共4页

对前缘上游有双排气膜孔的涡轮叶栅端壁气膜冷却进行了气动和传热数值模拟。计算模拟了两排26个气膜孔,每个孔截面的网格数达到近200个,计算域包括了供气腔。计算得到了端壁气膜冷却的冷却效率分布并进行了冷气射流粒子示踪。计算揭示... 对前缘上游有双排气膜孔的涡轮叶栅端壁气膜冷却进行了气动和传热数值模拟。计算模拟了两排26个气膜孔,每个孔截面的网格数达到近200个,计算域包括了供气腔。计算得到了端壁气膜冷却的冷却效率分布并进行了冷气射流粒子示踪。计算揭示了端壁气膜冷却的流动与传热传质机理,并据此提出了端壁抛射气膜冷却的概念。结果表明数值计算可模拟气膜冷却的主要流动与传热特征,但在数值的准确性上还需要进一步的完善。 展开更多

关键词 涡轮叶栅 薄膜冷却 气动传热 数值仿真

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非定常尾迹对叶栅气膜冷却效率的影响 被引量：7

12

作者 蒋雪辉 赵晓路 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期311-315,共5页

通过实验的方法研究了非定常尾迹对气膜冷却效率的影响,在平面叶栅实验台上安装了尾迹发生器,用来产生非定常尾迹。用热电偶测量了雷诺数5 04×104,1 08×105,斯托劳哈儿数0 04～0 18时气膜的绝热冷却效率,通过实验数据分析了... 通过实验的方法研究了非定常尾迹对气膜冷却效率的影响,在平面叶栅实验台上安装了尾迹发生器,用来产生非定常尾迹。用热电偶测量了雷诺数5 04×104,1 08×105,斯托劳哈儿数0 04～0 18时气膜的绝热冷却效率,通过实验数据分析了非定常尾迹的宽度和扫过频率对气膜绝热冷却效率的影响。发现非定常尾迹通过两方面来影响气膜冷却效率,一方面是通过对气膜层的扰动来降低气膜冷却效率,另一方面是通过改变局部吹风比来影响气膜冷却效率。 展开更多

关键词 非定常流 叶栅尾流 薄膜冷却 效率 局部吹风比

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传热对叶尖间隙的影响 被引量：5

13

作者 王宝官 李玲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第2期36-39,35,共5页

分析了影响叶尖间隙的诸因素，提出了计算瞬变状态下叶尖间隙变化的方法，并以某发动机为例，计算出一级压气机在不同工况下的间隙量，给出了间隙随时间变化的曲线图。

关键词 压气机 叶尖间隙 热应力 传热 航空发动机

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变温热源内可逆布雷顿循环功率密度优化 被引量：2

14

作者 郑军林 陈林根 +1 位作者 孙丰瑞 贾野 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期143-146,共4页

计入工质与高、低温侧换热器的热阻损失 ,用有限时间热力学方法 ,导出了变温热源条件下内可逆布雷顿循环功率密度与压比间的解析式 ,借助于数值计算 ,研究了高、低温侧换热器的热导率分配和工质与热源间的热容率匹配对最大功率密度的影响。

关键词 热流计算 布雷顿循环 功率密度 参数最优化 航空发动机 热力学

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变温热源回热式布雷顿循环的功率密度特性 被引量：2

15

作者 郑军林 陈林根 +1 位作者 孙丰瑞 王厚铿 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期195-198,共4页

用有限时间热力学方法分析变温热源条件下不可逆回热式布雷顿循环的功率密度特性 ,计入工质与高、低温侧换热器的热阻损失 ,压气机、涡轮机的不可逆压缩和膨胀损失和管路系统中的压力损失 ,导出了功率密度与压比间的解析式 ,并通过数值... 用有限时间热力学方法分析变温热源条件下不可逆回热式布雷顿循环的功率密度特性 ,计入工质与高、低温侧换热器的热阻损失 ,压气机、涡轮机的不可逆压缩和膨胀损失和管路系统中的压力损失 ,导出了功率密度与压比间的解析式 ,并通过数值计算将对应于最大功率密度时的一些参数与对应于最大功率时的同样参数进行了比较。 展开更多

关键词 热流计算 布雷顿循环 功率密度 不可逆过程 变温热源 飞机

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基于QAR数据的航空发动机热力学模型构建方法 被引量：3

16

作者 马超 赵树杰 +1 位作者 徐建新 巴翔 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期2591-2600,共10页

为了能够建立更加接近真实运行环境的航空发动机热力学模型,提出了一种依据航空发动机运行QAR(quick access recorder)数据的热力学模型构建方法。依据发动机传统设计点热力学方程,利用最小二乘辨识原理,修正25站位压强求解方程,获得干... 为了能够建立更加接近真实运行环境的航空发动机热力学模型,提出了一种依据航空发动机运行QAR(quick access recorder)数据的热力学模型构建方法。依据发动机传统设计点热力学方程,利用最小二乘辨识原理,修正25站位压强求解方程,获得干空气热力学模型;根据混合气体熵值的可加性,构建了降雨工况下的湿空气热力学模型;最后结合遗传算法优化的粒子群算法,依据QAR数据进行干空气和湿空气热力学模型参数计算与验证。结果表明该热力学模型计算得到的干空气和湿空气热力学参数与QAR数据间最大误差小于13%,较为接近实际绝热参数。证实了基于QAR数据构建发动机热力学模型的可行性和该热力学模型构建方法求解热力参数的有效性。 展开更多

关键词 热力学模型 QAR数据 最小二乘辨识 粒子群 遗传算法

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辐射发射率测量方法与评估 被引量：23

17

作者 徐南荣 《红外与激光技术》 CSCD 1992年第4期18-24,共7页

对发射率的测量研究是辐射研究的基本问题之一。近十余年来,由于热释电探测器及傅里叶光谱仪技术方面的发展,发射率测量有了较好的结果。发射率测量方法有两大类,即直接法与间接法。本文简要地介绍了这两大类中的一些重要方法、精度、... 对发射率的测量研究是辐射研究的基本问题之一。近十余年来,由于热释电探测器及傅里叶光谱仪技术方面的发展,发射率测量有了较好的结果。发射率测量方法有两大类,即直接法与间接法。本文简要地介绍了这两大类中的一些重要方法、精度、影响精度的因素及适用范围。 展开更多

关键词 辐射 发射率 测量 直接法 间接法

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高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题 被引量：9

18

作者 李海燕 唐志共 +2 位作者 杨彦广 石安华 罗万清 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期176-191,共16页

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑... 随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 高温 数值模拟 非平衡 高超声速流动 尾迹 喷焰

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压电风扇激励非定常流动和换热特性数值研究 被引量：13

19

作者 谭蕾 谭晓茗 张靖周 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1277-1284,共8页

利用动网格技术对压电谐振风扇产生的非定常流场进行了数值模拟,以期进一步揭示压电风扇的流场特征和换热特性。研究表明:压电风扇上下两个区域均出现涡流,涡向相反(压电风扇上方为逆时针,下方为顺时针),涡对的尺度、位置和扰动范围随... 利用动网格技术对压电谐振风扇产生的非定常流场进行了数值模拟,以期进一步揭示压电风扇的流场特征和换热特性。研究表明:压电风扇上下两个区域均出现涡流,涡向相反(压电风扇上方为逆时针,下方为顺时针),涡对的尺度、位置和扰动范围随时间呈周期性变化规律;时均速度并非随着与压电风扇自由端距离的增大呈现单调衰减的趋势,而是在距离压电风扇自由端距离为一倍振幅的截面上出现峰值速度最大的速度分布型,该位置正是涡环达到最大型面的瞬间涡核所处位置。涡串发展、运动过程中与周围流体发生干涉融合形成的射流起到了强化换热的效果,换热效果最好的地方不是出现在平衡位置,而是涡对破碎、流体紊流度最强的地方。 展开更多

关键词 压电风扇 非定常流场 动网格 流动特性 换热特性 数值模拟

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基于遗传算法和空间推进方法的单壁扩张喷管优化设计研究 被引量：7

20

作者 陈兵 徐旭 蔡国飙 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期827-832,共6页

将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最... 将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最大单目标模型,推力系数CT最大-升力系数CL最大两目标模型,以及推力系数CT最大-升力系数CL最大-俯仰力矩系数Cm最小三目标模型,分别得到了喷管的最大推力设计和关于多个目标性能的Pareto最优前沿。结果表明,扩张壁初始扩张角θr,i和外罩长度Lc对CT影响较大;较小的Lc和较大的θr,i设计,将降低外罩内表面的负升力作用而使得SERN的CL较大;较长外罩和较小的θr,i,对应Pareto最优设计的CM较小。 展开更多

关键词 单壁扩张喷管 优化设计 遗传算法 空间推进算法 PARETO最优前沿

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