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题名大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析
被引量：14
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作者
刘凯礼
姬昌睿
谭兆光
张堃元
张慧骝
司江涛
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机构
上海飞机设计研究院
南京航空航天大学能源与动力学院
北京航空航天大学航空科学与工程学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第2期186-193,共8页
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基金
中国商用飞机有限责任公司博士后基金
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文摘
为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响，选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器（TPS）短舱和真实发动机短舱作为研究对象，采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明：由于TPS流量低于真实发动机需求，其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同，阻力特性也有差别；在进气道处于亚临界状态时，TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位，又由于唇口当地气流攻角更大，使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°；当进气道工作于超临界状态时，TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性，但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化，使得在0°～20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱，而在20°～30°攻角时其阻力系数略低，差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机，未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响，但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。
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关键词
涡轮动力模拟器
进气道
短舱
阻力
数值模拟
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Keywords
Turbine Powered Simulator
Inlet
Nacelle
Drag
Numerical simulation
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名快速反设计翼型的涡源交替分布迭代法
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作者
陆志良
张慧骝
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机构
南京航空航天大学
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1993年第3期329-333,共5页
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文摘
本文在高阶板块法任意翼型分析程序的基础上,发展了给定表面压力分布设计翼型的反问题程序。根据表面涡分布对控制弯度有效而源分布对控制厚度分布有效的原理,提出了在反设计过程中交替采用改变涡分布和改变源分布,进行迭代。克服了一般算法单纯采用改变一种分布进行迭代的缺陷。算例结果表明,该法迭代次数少,结果好。
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关键词
翼型设计
板块法
不可压缩流
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Keywords
airfoil design, panel method, incompressible flow.
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分类号
V211.411
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名二维可压粘流N-S方程的边界元解法
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作者
张慧骝
杨岞生
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机构
南京航空学院
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1990年第2期152-160,共9页
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基金
国家自然科学基金
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文摘
本文给出了一种求解二维可压Navier-Stokes(简称N-S)方程的边界元法。使用线化技术把控制方程变成变系数的线性偏微分方程,其基本解由组合代数的方法构造,从而给出了N-S方程的积分表达式。本文计算了几例低R_e数的跨声速翼型绕流,结果表明边界元法可以应用到可压粘流中。
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关键词
可压粘流
边界元法
N-S方程
二维
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Keywords
compressible viscous flow, boundary element method, boundary integral equation method, fundamental solution.
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分类号
V211.18
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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