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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涡轮叶片内冷却通道的流阻与换热研究 被引量：5

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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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间冷回热涡扇发动机热力学研究 被引量：3

3

作者 张琦 刘程远 +1 位作者 滕金芳 冯锦璋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期504-509,共6页

利用MATLAB平台,参考欧盟和NASA近期发表的研究计划,建立双轴分排涡扇间冷回热发动机性能仿真模型,研究间冷技术和回热技术对涡扇发动机性能的影响,并将其与常规布局发动机进行对比分析。结果表明,间冷器的加入会使得单位燃油消耗率(SFC... 利用MATLAB平台,参考欧盟和NASA近期发表的研究计划,建立双轴分排涡扇间冷回热发动机性能仿真模型,研究间冷技术和回热技术对涡扇发动机性能的影响,并将其与常规布局发动机进行对比分析。结果表明,间冷器的加入会使得单位燃油消耗率(SFC)上升但同时也会使得单位推力(Fs)增大;回热器的加入可以有效降低单位燃油消耗率,最大达28%,但同时使得单位推力下降;间冷回热的综合运用使得单位燃油消耗率进一步下降。对间冷回热发动机来说,总压比、涵道比以及回热器热效率是影响发动机SFC的主要因素,其中回热器热效率影响最大,最大可使得SFC下降32%。 展开更多

关键词 间冷回热涡扇发动机 热力学 模拟仿真 单位燃油消耗率

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基于QAR数据的航空发动机热力学模型构建方法

4

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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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

5

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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涡轮叶栅端壁气膜冷却数值模拟 被引量：8

6

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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存在横流时双压电风扇激励传热特性 被引量：1

7

作者 李鑫郡 张靖周 谭晓茗 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期103-112,共10页

基于压电风扇位移的周期性运动规律,采用动网格技术对存在横流时双压电风扇激励的三维非定常流动和传热进行数值模拟,获得了双压电风扇两种布置方式(并列和串列)在同相和反相振动方式下的涡系结构和表面换热特征。研究结果表明,双压电... 基于压电风扇位移的周期性运动规律,采用动网格技术对存在横流时双压电风扇激励的三维非定常流动和传热进行数值模拟,获得了双压电风扇两种布置方式(并列和串列)在同相和反相振动方式下的涡系结构和表面换热特征。研究结果表明,双压电风扇振动相位对于对流换热性能有较大的影响,对于并列布置的双压电风扇,反相振动时在双风扇振动包络区下游的换热能力优于同相振动情形;对于串列布置的双压电风扇,反相振动时在相邻风扇之间的区域对流换热显著低于同相振动情形。 展开更多

关键词 压电风扇 横流 双风扇 对流换热 数值模拟

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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

8

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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压电风扇激励非定常流动和换热特性数值研究 被引量：13

9

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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冲击加多斜孔双层壁冷却方式流量系数研究 被引量：21

10

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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多级涡轮S_2流面的变比热气动热力计算方法

11

作者 杨弘 于清 王仲奇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第1期11-14,共4页

针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点，为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响，提出了一种考虑变比热影响的Ｓ２流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定... 针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点，为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响，提出了一种考虑变比热影响的Ｓ２流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序，而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力，然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。 展开更多

关键词 涡轮 气体动力学 热力计算 多级涡轮 S流面

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传热对叶尖间隙的影响 被引量：5

12

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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变温热源回热式布雷顿循环的功率密度特性 被引量：2

13

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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浮升力对双旋转轴间流动换热影响的数值模拟 被引量：4

14

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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辐射发射率测量方法与评估 被引量：23

15

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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非定常尾迹对叶栅气膜冷却效率的影响 被引量：7

16

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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进气总压总温畸变对压气机稳定性的影响 被引量：4

17

作者 廉小纯 陈辅群 王骊安 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第2期105-108,共4页

本文对 Melick提出的进口总压周向稳态畸变对压气机稳定性裕度损失的估算方法作了改进 ,并加以推广应用于进口总温周向稳态畸变的情况。在此基础上 ,本文提出了总温和总压组合畸变下压气机稳定性裕度损失的预测方法。以某型双轴涡喷发... 本文对 Melick提出的进口总压周向稳态畸变对压气机稳定性裕度损失的估算方法作了改进 ,并加以推广应用于进口总温周向稳态畸变的情况。在此基础上 ,本文提出了总温和总压组合畸变下压气机稳定性裕度损失的预测方法。以某型双轴涡喷发动机为例作了某些具体的计算。 展开更多

关键词 稳态畸变 压气机 裕度损失

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气膜出流条件下回转通道换热特性实验研究 被引量：5

18

作者 张广礼 丁水汀 +2 位作者 陶智 徐国强 张鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期32-35,共4页

为了研究气膜出流对回转通道的影响,将回转通道的一个壁面在出口通道上开气膜出流孔,其中回转通道为带有90°直肋的变截面通道。并且将通道分成若干特征单元进行结果分析。结果表明:气膜出流加强了带气膜出流孔壁面的换热,减弱了相... 为了研究气膜出流对回转通道的影响,将回转通道的一个壁面在出口通道上开气膜出流孔,其中回转通道为带有90°直肋的变截面通道。并且将通道分成若干特征单元进行结果分析。结果表明:气膜出流加强了带气膜出流孔壁面的换热,减弱了相对的无气膜出流孔壁面的换热。而且对于整个单元而言,存在最佳的出流流量比使单元的整体换热效果最好。 展开更多

关键词 回转通道 传热 薄膜冷却

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高空试车台供气压缩机组动态仿真建模方法研究

19

作者 苏阳 王信 +4 位作者 陈雪江 艾文森 王同庆 李晓冬 刘晓明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期370-377,共8页

针对国内高空试车台研究中缺少对供气压缩机组动态仿真研究方法的现状,提出了一种适用于该热力系统的动态仿真建模方法。基于守恒方程,获得了压缩机、管网、换热器、调节阀的动态仿真计算模型;将Greitzer压缩机模型应用到复杂热力系统... 针对国内高空试车台研究中缺少对供气压缩机组动态仿真研究方法的现状,提出了一种适用于该热力系统的动态仿真建模方法。基于守恒方程,获得了压缩机、管网、换热器、调节阀的动态仿真计算模型;将Greitzer压缩机模型应用到复杂热力系统的动态建模中;在容腔模型的基础上增加流动损失计算模块,提出了“容腔-损失”管网模型。在Matlab/Simulink平台上搭建了试车台供气压缩机组动态仿真模型。将仿真结果与实验结果对比,验证压缩机、管网等部件动态仿真模型的可靠性。其中,压力、温度的仿真结果的平均误差均小于1%;与传统的容腔模型相比,“容腔-损失”管网模型误差明显减小。证明了该建模方法的精确度与可靠性。 展开更多

关键词 航空发动机 试车台 压缩机组 管网建模 动态仿真 热力系统

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航空发动机部件特性自适应计算方法 被引量：4

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作者 蒋建军 鲁伟 +1 位作者 尹洪举 张丹惠 《航空计算技术》 2008年第4期11-13,17,共4页

发展了一种预测发动机部件特性的自适应模型方法,该方法以发动机通用特性为基础,利用单纯型优化方法,将发动机主要性能参数和过程参数的偏差函数最小为优化目标,以部件特性藕合因子为被优参数,此法能较好地预测出不同飞行条件下发动机... 发展了一种预测发动机部件特性的自适应模型方法,该方法以发动机通用特性为基础,利用单纯型优化方法,将发动机主要性能参数和过程参数的偏差函数最小为优化目标,以部件特性藕合因子为被优参数,此法能较好地预测出不同飞行条件下发动机的风扇、压气机、燃烧室、高、低压涡轮等部件特性。应用于某算例的计算结果表明,发动机主要性能参数和过程参数的计算偏差均在0.5%之内,对发动机各截面总温、总压计算偏差均在1%之内。预测出的部件特性已成功用于发动机故障诊断方程的建立。 展开更多

关键词 航空发动机 部件特性 参数 优化

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