-
题名雷诺数对涡轮叶尖流场影响的数值研究
被引量：16
- 1
-
-
作者
李伟
乔渭阳
许开富
罗华铃
王惠斌
-
机构
西北工业大学动力与能源学院
空军驻京丰地区军代表室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第4期388-393,共6页
-
文摘
采用基于压力修正的三维计算流体力学程序,结合雷诺应力湍流模型和剪切应力传输湍流模型加壁面函数的方法,对某一轴流涡轮转子叶尖间隙流场进行了数值计算研究,详细计算了不同涡轮叶尖间隙高度和来流湍流度条件下雷诺数对涡轮转子间隙流场的影响,最后计算了转子效率。结果表明:当泄漏流流经叶尖时因为叶尖剪切力做功有块总压增大区;雷诺数带来的影响比湍流度和叶尖间隙高度带来的影响要大,湍流度的变化对流场影响不大;雷诺数对泄漏涡尺寸的影响不大,但低雷诺数会引起流动分离,带来损失,当雷诺数在文中的范围内变化时,效率下降近八个百分点。
-
关键词
叶尖间隙高度^+
湍流度
叶尖泄漏涡^+
雷诺数
数值仿真
-
Keywords
Tip clearance height^＋
Turbulence intensity
Tip leakage vortex^＋
Reynolds number
Numerical simu-lation
-
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]
-
-
题名某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计
被引量：10
- 2
-
-
作者
谢光华
牛天华
王亿军
苏祥荣
-
机构
航天科工集团公司
空军驻京丰地区军代表室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2003年第3期232-235,共4页
-
文摘
为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求,分析了发动机控制系统原控制方案的局限性,通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案,进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明,新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求,新控制方案是切实可行的,某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。
-
关键词
涡轮喷气发动机
控制系统
控制规律设计
-
Keywords
Control systems
Design
Missiles
-
分类号
V233.75
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名防喘控制系统对发动机工作过程影响的数值仿真
被引量：2
- 3
-
-
作者
李伟
李军
王惠斌
乔渭阳
-
机构
西北工业大学动力与能源学院
空军工程大学工程学院
空军驻京丰地区军代表室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第6期657-660,687,共5页
-
文摘
应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机防喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了防喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:高压压气机导流叶片调节通道产生的影响大于喷管临界面积调节通道产生的影响;高压压气机导流叶片调节通道对高压转子的影响比低压转子大,而喷管临界面积调节通道对低压转子的影响比对高压转子大;各变几何通道有个调节最佳值。仿真模型与方法可为防喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。
-
关键词
涡轮风扇发动机
防喘控制系统^+
调节精度
数值仿真
-
Keywords
Turbofan
Anti-surge control system ^＋
Modulation precision
Numerical simulation
-
分类号
V233.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名蒸发式稳定器低压高温试验
被引量：4
- 4
-
-
作者
王健
张力
苏祥荣
-
机构
南京航空航天大学能源与动力学源
航天科工集团公司
空军驻京丰地区军代表室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第3期208-210,共3页
-
文摘
在截面180mm×15mm二元试验段上，对蒸发式稳定器高空低压67～68．6kPa及高温755～903K条件下的燃烧效率、总压恢复系数等燃烧性能和稳定器的壁面温度进行了试验研究。试验表明，蒸发式稳定器能够在来流低压68kPa高温873K条件下稳定工作，燃烧效率大于0．9，总压恢复系数在0．9～0．92，燃烧效率随燃油当量比增加而下降，随来流进气温度增加而增加。研究结果为冲压发动机蒸发式稳定器设计提供了参考。
-
关键词
冲压喷气发动机
蒸发式稳定器
低压燃烧
-
Keywords
Ramjet engine
Vaporizing flameholder
Low-pressure combustion
-
分类号
V235.213
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名亚声速埋入式进气道性能回归分析
- 5
-
-
作者
王晓东
袁宁
陈玉春
苏祥荣
-
机构
航天科工集团公司
西北工业大学动力与能源学院
空军驻京丰地区军代表室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第4期345-348,共4页
-
文摘
根据某埋入式进气道试验数据建立了计算埋入式亚声速进气道总压恢复系数的经验公式,表现为关于马赫数、流量系数、攻角、侧滑角的函数。该经验公式可用于弹用发动机稳态、起动、加速过程的计算和导弹与发动机一体化设计的数值仿真模型,从而提高发动机性能数值仿真的准确性。
-
关键词
埋入式进气道^+
风洞实验
回归分析
-
Keywords
Submerged inlet^＋
Wind tunnel test
Regression analysis
-
分类号
V235.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
