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Flow control of double bypass variable cycle engine in modal transition 被引量:2
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作者 Haoying CHEN Changpeng CAI +1 位作者 Jiayi LUO Haibo ZHANG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2022年第10期134-147,共14页
To study the change mechanism and the control of the variable cycle engine in the process of modal transition,a variable cycle engine model based on component level characteristics is established.The two-dimensional C... To study the change mechanism and the control of the variable cycle engine in the process of modal transition,a variable cycle engine model based on component level characteristics is established.The two-dimensional CFD technology is used to simulate the influence of mode selection valve rotation on the engine flow field,which improves the accuracy of the model.Furthermore,the constant flow control plan is proposed in the modal transition process to reduce the engine installed drag.The constant flow control plan adopts the augmentation linear quadratic regulator control method.Simulation results indicate that the control method is able to effectively control the bypass ratio and demand flow of the variable cycle engine,and make the engine transform smoothly,which ensures the stable operation of the engine in modal transition and the constant demand flow of the engine. 展开更多
关键词 variable cycle engine Two-dimensional CFD technology Mode selection valve flow control Modal transition
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变几何涡轮对变循环发动机性能的影响
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作者 李瑞军 郝旺 +1 位作者 谢业平 张付震 《航空发动机》 北大核心 2026年第1期145-153,共9页
为深入剖析变几何涡轮对变循环发动机性能的影响,构建了双外涵变循环发动机的整机性能模型,并提出2种变几何涡轮特性建模方法。以双外涵模式亚声速巡航工况作为设计点,详细探究了变几何高压涡轮、低压涡轮单独调节及组合调节时,对变循... 为深入剖析变几何涡轮对变循环发动机性能的影响,构建了双外涵变循环发动机的整机性能模型,并提出2种变几何涡轮特性建模方法。以双外涵模式亚声速巡航工况作为设计点,详细探究了变几何高压涡轮、低压涡轮单独调节及组合调节时,对变循环发动机在地面起飞、超声速巡航和亚声速巡航状态下性能的影响。结果表明:在单外涵模式下,当低压涡轮喉部面积增大20%时,地面起飞推力和超声速巡航推力分别增大约2%和6%;若高压涡轮喉部面积增大20%,地面起飞推力将小幅减小,降幅约为0.3%,而超声速巡航推力增大约2%;低压涡轮导向器面积的最小值以及高压涡轮导向器面积的最大值均受风扇裕度的限制;在双外涵模式下,相较于常规涡扇发动机,变循环发动机在亚声速巡航状态下的耗油率优势约为8%~9%。其中,变几何低压涡轮是变循环发动机中不可或缺的可调部件,而高压涡轮是否具备可调节性对耗油率的影响相对较小。 展开更多
关键词 变几何涡轮 发动机性能 单外涵 双外涵 变循环发动机
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火星探测器发动机羽流高速冲击下的火壤侵蚀特性
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作者 周炳康 朱阳 +1 位作者 杨志 黄生洪 《宇航学报》 北大核心 2026年第2期426-435,共10页
针对火星探测任务中着陆器发动机出口高速羽流与火壤相互干扰的复杂流动问题,采用数值模拟方法,研究了天问一号着陆器高度对火壤侵蚀坑形态的影响规律。建立了一套考虑高速羽流、气固两相流和固体颗粒沉积的可压缩双流体模拟方法和程序... 针对火星探测任务中着陆器发动机出口高速羽流与火壤相互干扰的复杂流动问题,采用数值模拟方法,研究了天问一号着陆器高度对火壤侵蚀坑形态的影响规律。建立了一套考虑高速羽流、气固两相流和固体颗粒沉积的可压缩双流体模拟方法和程序,将计算结果与已有文献测算结果进行对比,结果表明所建立的算法可靠。基于所发展的算法,分析了羽流结构、气动参数、火尘扩散特性随着陆器高度的演化过程,阐明了羽流扩散范围增大、火壤上方压力降低是诱导侵蚀坑宽度增大而深度降低的原因。进而建立了侵蚀坑形态的工程预测模型,可用于指导火星探测器软着陆、火星取样等任务的方案设计。 展开更多
关键词 深空探测 火星取样 变推力发动机 高速羽流 气固两相流
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变循环发动机模式转换中的流量再分配对风扇响应的影响
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作者 张智伟 余心远 张沛 《东方电气评论》 2026年第2期21-25,共5页
双外涵变循环发动机通过模式选择阀等可调部件的动作实现单/双外涵模式切换,但其模式转换过程中的动态流量再分配易引发核心机驱动风扇级流动失稳。为厘清流量再分配对风扇动态响应的影响机理,本研究基于三维数值仿真,对比分析了双外涵... 双外涵变循环发动机通过模式选择阀等可调部件的动作实现单/双外涵模式切换,但其模式转换过程中的动态流量再分配易引发核心机驱动风扇级流动失稳。为厘清流量再分配对风扇动态响应的影响机理,本研究基于三维数值仿真,对比分析了双外涵系统模式转换过程与单外涵系统进口节流过程中核心机驱动风扇级的流动特性。结果表明,模式选择阀作动引发的内涵流量突降是核心机驱动风扇级叶尖流动失稳的直接原因;两类过程在失稳起始的叶片负荷极限上相似。然而,由于模式转换过程中气流可在内涵与外涵间重新分配,系统自由度更高,在面对内涵流量突降时鲁棒性更差,导致流动失稳程度更深、发展更甚。本研究揭示了模式转换中流量再分配对风扇稳定性的具体影响机制,为变循环压缩系统的稳定性设计与控制提供了理论参考。 展开更多
关键词 变循环发动机 模式转换 流量再分配
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双变循环发动机变几何分流环的设计及气动特性研究 被引量:1
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作者 张朝勃 苗慧慧 +1 位作者 刘金鑫 陈雪峰 《推进技术》 北大核心 2025年第5期33-43,共11页
为研究双变循环发动机分流段的气动特性,设计了双扇叶型变几何分流环机构,针对双变循环发动机的Ma0.8,Ma2.35以及Ma4.0三种典型工况优化了所设计的变几何分流环型线,通过数值计算研究了各工况下不同分流环型线时各分流段流场。当工作在... 为研究双变循环发动机分流段的气动特性,设计了双扇叶型变几何分流环机构,针对双变循环发动机的Ma0.8,Ma2.35以及Ma4.0三种典型工况优化了所设计的变几何分流环型线,通过数值计算研究了各工况下不同分流环型线时各分流段流场。当工作在涡扇模式分流环角度为11.6°时,壁面曲率半径从前缘端部至尾部逐渐增大的分流环前缘型线可以有效削弱气流绕前缘壁面的法向压力梯度及涵道内的轴向逆压梯度,减小附面层厚度,抑制气流分离。当工作在涡喷模式分流环角度为-31.8°时,分流环下壁面为二次曲线型的凸曲面,且喉道面积较小时可以提高气流动能,抵消逆压梯度,缩小分离区面积,减小总压损失;进一步研究发现喉道面积并非越小越好,更小的喉道面积会导致更大的逆压梯度而加重气流分离程度。 展开更多
关键词 双变循环发动机 变几何分流环 涵道比 型线设计 气动特性
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高通流双变循环发动机模式转换建模方法研究 被引量:1
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作者 张起源 嵇润民 黄向华 《推进技术》 北大核心 2025年第5期231-244,共14页
模式选择阀(Mode Selective Valve,MSV)是实现变循环发动机模式转换的关键部件。为了准确反映变循环发动机模式转换性能变化,本文以高通流双变循环发动机为研究对象,提出模式转换的高置信度耦合建模方法。通过对MSV几何模型开展三维数... 模式选择阀(Mode Selective Valve,MSV)是实现变循环发动机模式转换的关键部件。为了准确反映变循环发动机模式转换性能变化,本文以高通流双变循环发动机为研究对象,提出模式转换的高置信度耦合建模方法。通过对MSV几何模型开展三维数值仿真,获取不同边界条件下的外涵道流动特性,揭示几何参数和气动参数对不同外涵道间气流流动的影响。基于数值仿真数据,采用极限学习机建立气动参数以及几何参数和性能参数的映射关系,并将映射关系耦合进发动机性能计算模型,建立高通流双变循环发动机高置信度耦合模型。通过将耦合模型与零维模型进行仿真对比,结果表明:相比于零维模型,在模式转换初期阶段,耦合模型可以准确反映由于边界条件变化导致的涵道间气流流动变化。在模式转换中后期,耦合模型可以准确反映由于MSV喉道马赫数达到1导致的外涵道堵塞特性。高置信度耦合模型能够更为真实地反映发动机在模式转换过程中的性能变化,最大推力波动为4.73%。在整个模式转换过程中,耦合模型单步最大耗时13.62 ms。用于计算模式选择阀性能的ELM模型,整体耗时维持在0.018 ms附近,最大耗时小于0.035 ms,满足实时性要求。 展开更多
关键词 变循环发动机 模式选择阀 外涵道模型 流场仿真 极限学习机 耦合模型
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中低转速下静子可调对变循环分离风扇流通能力的影响研究
7
作者 安广丰 周瑞 +1 位作者 于贤君 刘宝杰 《推进技术》 北大核心 2025年第1期60-74,共15页
可调静子是变循环分离风扇在中低转速下实现更大流通能力的关键手段。本文针对“2+1”和“1+2”两种构型变循环分离风扇的极限流通能力随进口导叶(IGV)和静子调节的变化规律展开了数值模拟研究。研究结果表明,涵道比和可调静子组合调节... 可调静子是变循环分离风扇在中低转速下实现更大流通能力的关键手段。本文针对“2+1”和“1+2”两种构型变循环分离风扇的极限流通能力随进口导叶(IGV)和静子调节的变化规律展开了数值模拟研究。研究结果表明,涵道比和可调静子组合调节情况下,“1+2”变循环分离风扇的极限流通能力更强;而涵道比固定为0.3时,“2+1”变循环分离风扇的极限流通能力更强。进一步的分析表明,IGV的调节角度决定了第一级风扇流量-压比特性线位置,从而决定了风扇的理论极限流通能力;而所有可调静子叶片的调节角度决定了第一级风扇与后面级风扇的匹配状态,从而决定了第一级风扇在自身特性线上匹配的最大流量状态,进而决定了风扇的实际极限流通能力。涵道比和可调静子组合调节情况下,“1+2”变循环分离风扇可用的IGV调节角度更大,因此其极限流通能力更强;涵道比固定情况下变循环分离风扇的极限流通能力与初始状态下各级的匹配有关,对于本文研究的两种构型变循环分离风扇,涵道比为0.3时“2+1”变循环分离风扇各级匹配状态有利于获得更大的可用IGV调节角度,因此其极限流通能力更强。 展开更多
关键词 变循环发动机 变循环分离风扇 可调静子 极限流通能力 级匹配分析
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含失稳模拟的高通流双变循环发动机动态模型
8
作者 周晗 陈芊 +5 位作者 汪虹余 史昊蓝 魏鹏轩 李嘉诚 张天宏 盛汉霖 《航空学报》 北大核心 2025年第14期61-76,共16页
高通流双变循环发动机(High Flow Dual Variable Cycle Engine,HFDVCE)以全速域大流量、高节流比、涵道比和增压比同步组合调节以及高涡轮前温度等气动热力方案来获得高性能工作能力,满足低速经济性和高速大推力的需求。相比于常规发动... 高通流双变循环发动机(High Flow Dual Variable Cycle Engine,HFDVCE)以全速域大流量、高节流比、涵道比和增压比同步组合调节以及高涡轮前温度等气动热力方案来获得高性能工作能力,满足低速经济性和高速大推力的需求。相比于常规发动机,HFDVCE在全包线范围内及模式切换时具有更加突出的气动稳定性问题。因此,本研究致力于开展HFDVCE的气动稳定性研究,针对当前研究中整机失稳模拟的缺失与多工况下各子模型间参数不匹配等问题,提出了一种含失稳模拟的HFDVCE模型。首先,基于部件法建立高精度发动机非线性模型,获得压缩部件气动参数。然后,提出了一种压缩部件气动失稳动力学建模方法。通过引入扭矩项表征转速对失稳模型特性的影响,建立含失速、喘振两类不稳定工况的失稳模型,避免了定转速假设,解决了多失稳子模型间系数不匹配的问题。进一步,厘清压缩部件失稳模型与发动机非线性模型之间的耦合关系,通过失稳系数表征压缩系统气动失稳对发动机整机性能的影响,建立了含失稳模拟的HFDVCE模型,实现了整机失稳的动态模拟。最后,开展了4种HFDVCE典型失稳模式的仿真实验,验证了该模型的有效性,为主动稳定性控制设计提供了仿真平台。 展开更多
关键词 部件级模型 压气机失稳动力学 高通流双变循环发动机 失速与喘振 失稳模拟
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静子轮毂间隙对核心驱动风扇内部流动影响研究
9
作者 邓坤盈 阳诚武 +3 位作者 罗乔丹 远世龙 赵胜丰 卢新根 《推进技术》 北大核心 2025年第8期49-62,共14页
受上下游风扇和高压压气机匹配环境限制,核心机驱动风扇(CDFS)静子轮毂不能向上抬升,导致静子根部流动容易出现角区分离/失速,影响其性能和稳定性。为探究叶根间隙对CDFS静子流动的影响机制,以改善CDFS静子根部角区流动,本文采用数值模... 受上下游风扇和高压压气机匹配环境限制,核心机驱动风扇(CDFS)静子轮毂不能向上抬升,导致静子根部流动容易出现角区分离/失速,影响其性能和稳定性。为探究叶根间隙对CDFS静子流动的影响机制,以改善CDFS静子根部角区流动,本文采用数值模拟方法研究了CDFS静子轮毂间隙大小、尾缘间隙长度对CDFS两个模态内部流动的影响。结果表明,静子轮毂相对间隙从0.5%变化到2.0%,相较于基准模型,引入轮毂间隙改善了静子角区的流动分离,失速裕度在两种模态下均明显提升,双外涵模态(DBM)提升更为明显,失速裕度最小改进量为11.56%;不同模态下,轮毂间隙对效率的影响呈现相反趋势。综合权衡两种模态下的效率和失速裕度,存在最佳轮毂相对间隙值使得CDFS综合性能最佳,文中最佳轮毂间隙值为1.0%弦长。以最佳间隙值为基础,开展了轮毂间隙弦向长度对CDFS影响的研究。尾缘间隙的泄漏流抑制了横向二次流向吸力面角区输运低能流体,改善了静子角区分离流动而提高了失速裕度;尾缘间隙长度增加,泄漏流强度增强,根部流动损失增加,CDFS峰值效率降低。 展开更多
关键词 变循环发动机 核心机驱动风扇 悬臂静子 轮毂泄漏流 失速裕度
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涡轴-涡扇变循环发动机双模态排气系统红外辐射特性研究
10
作者 董昊翔 单勇 +1 位作者 孙文静 张靖周 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期693-701,共9页
涡轴-涡扇变循环发动机是一种新概念动力装置,其排气系统在结构上要适应模态的转换,同时要具备红外隐身能力。本文提出了一种模态可变的二元排气系统,展示了涡轴和涡扇状态下的结构特征,采用引射、中心锥气膜冷却、波瓣遮挡以及强化混... 涡轴-涡扇变循环发动机是一种新概念动力装置,其排气系统在结构上要适应模态的转换,同时要具备红外隐身能力。本文提出了一种模态可变的二元排气系统,展示了涡轴和涡扇状态下的结构特征,采用引射、中心锥气膜冷却、波瓣遮挡以及强化混合等技术手段对双模态排气系统的红外辐射特性开展数值研究。比较分析了涡扇模态下二元喷管出口宽高比和波瓣混合器扩张角、涡轴模态下旁路活门开启角度等参数对排气系统红外辐射特性的影响。涡扇模态下采用的综合抑制措施,可将尾向红外抑制性能提高60%以上;喷管出口宽高比从2增至4,尾向红外抑制效果能够进一步提升8%,但在更大的探测角度红外辐射略有增强;波瓣内扩张角的增大可以提升红外抑制性能,而波瓣外扩张角的增大对隐身不利;涡轴模态下旁路活门开启角度对红外辐射特性的影响复杂,存在最佳开启角度30°,此时的引射系数最高,红外抑制效果也最好。数值仿真证实了本文提出的双模态排气系统既具备功能性,又具备红外抑制的能力。 展开更多
关键词 变循环发动机 双模态排气系统 模态转换 气膜冷却 红外辐射特性
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宽速域变几何轴对称进气道结构设计及气动性能分析
11
作者 白禄 邓文剑 +2 位作者 王占学 齐旻 李军府 《推进技术》 北大核心 2025年第9期35-46,共12页
设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配... 设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配点的流量需求;0.8≤Ma<1.2,添加泄流槽会增加扩压段内低能流体,减小进气道有效流通面积,关闭泄流槽前后进气道出口流量与发动机匹配点流量差在Ma=0.8与Ma=1.0时分别由7.7%,3.4%降低至0.3%,0.9%;0.5≤Ma<0.8,后移中心锥能够降低进气道出口总压畸变指数,移动中心锥前后进气道总压畸变指数在Ma=0.5与Ma=0.6时分别降低1.4%与3.1%;0<Ma<0.5,添加辅助进气门既能满足流量需求,又可提高进气道的总压恢复系数和出口流场均匀性。 展开更多
关键词 变循环发动机 宽速域进气道 进发匹配 流量系数 总压恢复系数 畸变指数
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双外涵变循环发动机可变几何特性研究 被引量:28
12
作者 周红 王占学 +2 位作者 刘增文 张晓博 高翔 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第8期2126-2135,共10页
建立了双外涵变循环发动机(VCE)总体性能数学模型,实现了变循环发动机与进气道进口流量匹配、双参数控制规律、可变几何部件性能模拟。依据单/双涵道模式、最大推力/最小耗油率模式、是/否开加力选取了起飞、亚声速巡航、超声速巡航、... 建立了双外涵变循环发动机(VCE)总体性能数学模型,实现了变循环发动机与进气道进口流量匹配、双参数控制规律、可变几何部件性能模拟。依据单/双涵道模式、最大推力/最小耗油率模式、是/否开加力选取了起飞、亚声速巡航、超声速巡航、加速爬升4个典型航段,分析了变循环发动机10个几何可调节变量在不同飞行条件下的控制规律及其对发动机安装性能和稳定性的影响。结果表明,相比于几何不可调节变循环发动机,几何可调节的变循环发动机在亚声速和超声速巡航阶段的安装耗油率可分别降低3%和30%,加速爬升阶段的安装推力可增加42%,并且保证发动机均能具有足够的喘振裕度。 展开更多
关键词 变循环发动机 可变几何 控制规律 流量匹配 安装性能 稳定性
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LPG/柴油双燃料发动机燃烧特性的研究 被引量:6
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作者 周俊杰 李锋 吴永红 《内燃机工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期56-59,63,共5页
对柴油 /LPG双燃料发动机不同工况下的燃烧百分率和燃烧率进行了计算 ,分析了双燃料发动机的燃烧特性 ,找出了实现最佳燃烧所对应的引燃油量。计算了双燃料发动机最高燃烧压力循环变动 ,找出了它随引燃油量变化的规律。为合理组织燃烧... 对柴油 /LPG双燃料发动机不同工况下的燃烧百分率和燃烧率进行了计算 ,分析了双燃料发动机的燃烧特性 ,找出了实现最佳燃烧所对应的引燃油量。计算了双燃料发动机最高燃烧压力循环变动 ,找出了它随引燃油量变化的规律。为合理组织燃烧过程提供理论依据。 展开更多
关键词 燃烧特性 LPG 引燃油量 循环变动 双燃料发动机 柴油 内燃机
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一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真 被引量:4
14
作者 黄河峡 谭慧俊 +2 位作者 周唯阳 田方超 庄逸 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期658-664,共7页
针对涡轮冲压组合发动机(Turbine-based combined cycle engine,TBCC)喷管工作范围宽广、需同时实现喉道面积与出口面积调节这一特点,提出了一种带中心体的TBCC可调喷管设计方案,并对其静特性和带外流特性进行了仿真分析。结果表明,该... 针对涡轮冲压组合发动机(Turbine-based combined cycle engine,TBCC)喷管工作范围宽广、需同时实现喉道面积与出口面积调节这一特点,提出了一种带中心体的TBCC可调喷管设计方案,并对其静特性和带外流特性进行了仿真分析。结果表明,该喷管方案具有较好的静特性,其典型状态下的推力系数分别为0.90,0.97和0.98。在引入外流干扰后,低马赫数情况下(Ma=0.8)外流对可调喷管的过膨胀现象有较好的抑制作用,故其推力系数较静特性提高了6.7%。而高马赫数情况下(Ma=2.8,4.0)外流虽然可显著改变喷口下游的流动结构,但对喷管内流道及中心体的壁面压力分布影响甚微,故推力系数没有变化,仍分别为0.97和0.98。 展开更多
关键词 涡轮冲压组合发动机 可调喷管 外流干扰 仿真
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变循环压缩系统涵道流动计算模型及模式转换倒流判据研究 被引量:10
15
作者 刘宝杰 王若玉 +3 位作者 梁彩云 于贤君 王靖凯 安广丰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1976-1984,共9页
为了研究双外涵变循环压缩系统的涵道流动匹配规律,发展了涵道流动的计算模型,对压缩系统模式转换过程中外涵道倒流问题的发生机理和影响因素进行了深入分析,总结了压缩系统的倒流判断准则,并基于简化计算模型和全三维计算结果对倒流判... 为了研究双外涵变循环压缩系统的涵道流动匹配规律,发展了涵道流动的计算模型,对压缩系统模式转换过程中外涵道倒流问题的发生机理和影响因素进行了深入分析,总结了压缩系统的倒流判断准则,并基于简化计算模型和全三维计算结果对倒流判据进行了验证。研究结果表明,对于一定的压缩系统匹配状态,存在一个决定涵道匹配状态的临界核心机驱动风扇级(Core Driven Fan Stage,CDFS)总压比,当CDFS的实际工作压比高于临界压比时,压缩系统第二外涵道将发生倒流,反之则系统不倒流。复杂涵道系统内的流动损失和堵塞等特性对临界CDFS总压比有显著影响,为了准确判断压缩系统的匹配状态,需要对其进行精确模化。基于简化模型得到的压缩系统倒流临界线可以推广至全三维状态,提出的倒流判断准则具有较高的可靠性和可行性。 展开更多
关键词 变循环发动机 压缩系统 涵道模型 倒流 匹配
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变几何参数对变循环发动机过渡态性能的影响分析 被引量:13
16
作者 贾琳渊 陈玉春 +2 位作者 谭甜 李美金 谷彬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第8期1681-1691,共11页
为了研究变几何参数对变循环发动机(Variable Cycle Engines,VCE)过渡态性能的影响,对功率提取法(Virtual Power Extraction Method,VPEM)进行了总结与发展,并以双轴混排涡扇发动机的VPEM模型为工具,研究了尾喷管喉部面积和涡轮导向器... 为了研究变几何参数对变循环发动机(Variable Cycle Engines,VCE)过渡态性能的影响,对功率提取法(Virtual Power Extraction Method,VPEM)进行了总结与发展,并以双轴混排涡扇发动机的VPEM模型为工具,研究了尾喷管喉部面积和涡轮导向器喉部面积对双轴混排涡扇发动机过渡态性能的影响,建立了应用于双外涵VCE的VPEM模型,并以此为工具研究了高低压涡轮导向器喉部面积、尾喷管喉部面积和后可变面积涵道引射器面积对VCE过渡态性能的影响。结果表明,变几何参数对涡扇发动机和VCE过渡态性能的影响规律一致,尾喷管喉部面积和高低压涡轮导向器喉部面积增加5%带来高压转子的功率变化分别为1.9%,6%和3.5%,低压转子功率变化分别为-3%,22%和-7%,RVABI面积对过渡态性能的影响并不显著。 展开更多
关键词 功率提取法 变循环发动机 过渡态性能 变几何参数 双轴混排涡扇发动机
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模式选择阀开度对变循环压缩系统匹配的影响 被引量:6
17
作者 刘宝杰 王若玉 于贤君 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期562-572,共11页
对双外涵变循环压缩系统进行了建模和全三维数值模拟,分析了模式转换过程中第二外涵道倒流对系统气动性能及部件匹配规律的影响。随着倒流流量的增大,变循环压缩系统的第一外涵道比和总涵道比提高,风扇总压比升高,CDFS与高压压气机的总... 对双外涵变循环压缩系统进行了建模和全三维数值模拟,分析了模式转换过程中第二外涵道倒流对系统气动性能及部件匹配规律的影响。随着倒流流量的增大,变循环压缩系统的第一外涵道比和总涵道比提高,风扇总压比升高,CDFS与高压压气机的总压比降低。倒流主要影响风扇后面级的气动性能。倒流导致CDFS进口流场发生畸变,CDFS下游第一分流环局部流场严重恶化,应及时调节系统控制参数防止压缩系统失效。 展开更多
关键词 变循环发动机 压缩系统 倒流 匹配
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变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索 被引量:1
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作者 骆广琦 管磊 +2 位作者 曾剑臣 吴涛 胡砷纛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1133-1139,共7页
为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下... 为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。 展开更多
关键词 变循环发动机 混合优化算法 双转速控制 变几何控制
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高转速大负荷多级轴流压气机试验排故分析与验证 被引量:1
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作者 任飞 徐峰 +4 位作者 张亚 刘志刚 向宏辉 苏廷铭 夏联 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第6期30-33,共4页
小型高速大负荷多级轴流式压气机设计中应用了多种先进技术,在其进行总性能参数录取前的机械运行试验中,试验件第一级转子叶片尖部出现多处裂纹。分别对试验现象和结构强度进行分析研究,得出叶片裂纹主要是由于叶片受激励后发生共振致... 小型高速大负荷多级轴流式压气机设计中应用了多种先进技术,在其进行总性能参数录取前的机械运行试验中,试验件第一级转子叶片尖部出现多处裂纹。分别对试验现象和结构强度进行分析研究,得出叶片裂纹主要是由于叶片受激励后发生共振致使叶片出现高周疲劳所致。根据故障原因,对该型压气机试验件结构设计方案进行优化,并对优化试验件的总性能参数进行试验录取。结果表明,优化后的压气机试验件运行状态良好,且各项总性能指标表现优异,优化措施可行有效。 展开更多
关键词 航空发动机 高速轴流压气机 叶片裂纹 排故 试验验证 共振频率 高周疲劳
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TRIZ理论在航空发动机方案设计中的应用 被引量:2
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作者 丁朝霞 黄顺洲 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2013年第2期59-62,共4页
从满足未来战斗机需求出发,将TRIZ创新理论及其解题工具引入到高推重比发动机方案创新设计中。针对高推重比发动机发展中的两个重要问题进行技术矛盾分析,由矛盾矩阵得到相应的矛盾解决原理(No.1分割原理和No.15动态特性原理),创造性地... 从满足未来战斗机需求出发,将TRIZ创新理论及其解题工具引入到高推重比发动机方案创新设计中。针对高推重比发动机发展中的两个重要问题进行技术矛盾分析,由矛盾矩阵得到相应的矛盾解决原理(No.1分割原理和No.15动态特性原理),创造性地构建出可变涵道核心机驱动风扇的涡扇发动机概念方案,满足了未来高推重比涡扇发动机宽包线、长航时的技术特征要求。 展开更多
关键词 高推重比发动机 变循环发动机 核心机驱动风扇 TRIZ理论 创新设计
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