总温
- Φ3 m 高温风洞流场性能校准
模拟能力提升、高总温总压燃烧空气加热器研制和马赫数7 自由射流试验能力拓展[14]，有力支撑了美国Falcon 组合循环发动机和HyFly 计划等先进高速技术。为满足我国高速技术发展，中国空气动力研究与发展中心（China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC）自主研制建设了Φ3 m 高温风洞，并于2020 年形成能力。流场性能校准是评价风洞流场品质、衡量风洞实际流场与真实飞行条件流场差异的重
空气动力学学报 2023年11期2024-01-09
- 管翅式换热器预冷TBCC发动机总体性能分析
下，降低进口空气总温，拓宽涡轮发动机工作包线，改善涡轮发动机与冲压发动机模态转换点工作性能，解决“推力鸿沟”问题。拓宽工作马赫数范围工作原理随着来流Ma的增大，涡轮发动机进口总温增加，受涡轮叶片使用温度上限的影响，燃烧室出口总温受限，随着发动机入口总温增加，燃烧室入口总温增加，燃烧室加热量减小，燃气做功能力降低，发动机性能降低。如图1所示，Tt0为涡轮发动机入口总温，Tt3为燃烧室入口总温，Tt4为燃烧室出口总温，Tt9为喷管出口总温；随着飞行马赫数增大，
航空动力 2023年6期2024-01-07
- 超临界二氧化碳压缩机性能不确定性量化研究
5-16]对进口总温波动引起的S-CO2压缩机气动性能不确定性进行定量研究。1 数值方法1.1 一维经验模型一维经验模型采用商业软件NREC COMPAL,压缩机叶轮采用两区模型,将叶轮内部流动分为射流区和尾迹区分别建模[17]。采用了3种扩散比建模方法:Two-Element-In-Series模型(一维模型A)、backbone curve模型(一维模型B)和hybrid function模型(一维模型C),3种方法均依赖于经验关联式,其中Two-El
原子能科学技术 2023年9期2023-09-20
- 总温畸变下跨声压气机失速过程非定常模拟
［1-3］。研究总温畸变对发动机（压气机）的稳定性和性能影响具有重要意义。为此，国内外的研究机构和研究人员们利用试验、理论分析和数值仿真手段对发动机（压气机）进气总温畸变展开了大量研究工作并积累了丰富成果。试验方面，美国航空航天局刘易斯研究中心的Rudey 和Antl［4］利用氢气燃烧器产生总温畸变，对某双轴涡扇发动机进行了总温畸变试验；试验结果表明高压压气机是对温度畸变最敏感的部件，总温畸变强度和高温区范围均会造成稳定边界下移。中国燃气涡轮研究院的叶培梁
航空学报 2023年14期2023-08-31
- 燃气喷注条件对中心支板式固体冲压发动机燃烧性能影响研究
满足发动机流量、总温、总压和氧气含量要求的气流，并通过射流喷管，保证进入发动机的气体流动马赫数与进气道喉道相同，并且使气流参数在试验发动机的入口截面上分布均匀。图3 来流模拟试验系统[13]Fig.3 Incoming flow simulation experimental system[13]1.3 试验工况本文采用直连试验系统，针对中心支板式固体冲压发动机，开展了马赫数6.0、高度25 km条件下的燃烧组织试验，工况见表1。采用基于VXI 总线技术的
宇航总体技术 2023年4期2023-08-16
- 变几何涡轮与可调喷管发动机总体性能研究
高LPT进口燃气总温;但HPC所需功减少,因而燃烧室出口总温变化幅度不大,燃油流量有略微增加,如图5所示。图5 燃油流量、燃烧室出口总温和进口空气流量 与HPT流通能力关系增加HPT流通能力,使压气机总增压比和HPT落压比均减小,但压气机总增压比减小量小于HPT落压比减小量,因此HPT出口总压增加,而LPT落压比几乎不变,因而LPT出口总压随之增加,尾喷管中总压增加,如图6所示。(2)式中:πHPT为高压涡轮落压比;ANH与ANL分别为高、低压涡轮导向器喉
兵器装备工程学报 2023年5期2023-05-31
- 翼面结冰过程中的冰晶运动相变与黏附特性
图6所示。当来流总温为−5 ℃时，由图3可看出，冰晶球度在运动过程中保持恒定。这是由于冰晶未发生融化。图4展示了同一位置释放的4种形状冰晶的运动轨迹，3种非球状冰晶运动轨迹较为接近且与球状差距较大。这是由于球状冰晶的质量与球度都明显大于非球状冰晶。图5给出了来流总温35 ℃冰晶沿程球度的变化。由图5可知，非球状冰晶融化前球度不变，开始融化后球度沿程增大，长椭球状冰晶球度将逐渐增大至1（融化为水滴）；六角平板状以及扁椭球状冰晶球度接近且变化趋势基本一致。图6
航空学报 2023年1期2023-01-31
- 一种航空发动机防冰传感器测温特性试验研究
器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数变化的结果，结果可用于传感器防冰设计及其优化。1 试验模型与试验设备1.1 试验原理使用冰风洞和热气系统，模拟热气防冰传感器在航空发动机内的运行环境。通过对比试验来流总温与热气防冰传感器测量总温，表明传感器的测温特性。其中，因热气对传感器测量值有影响，广义定义的总温恢复系数可能大于1，因此，定义传感器测量偏差度为总温恢复系数与1 的差值，用以表征传感器的测温特性。1.2 试验装置试验在中航工业武汉航空仪表有
南京航空航天大学学报 2022年6期2022-12-25
- 非对称来流下总温和壁面粗糙度对矩形转圆隔离段气动热力性能的影响
使得飞行时来流的总温会升高[20]. 冷、热两种环境下隔离段的性能存在差异，因此，有必要去探究高焓来流对隔离段内流场的影响. 另外，为了改善高温环境下超燃冲压发动机的性能，延长其工作寿命，应该采用热防护材料对隔离段等结构部件进行防护，但不同的热防护结构材料的表面粗糙度存在着明显的差异，加上隔离段内部经过高温烧蚀后内壁面光滑度下降明显[21-22]. 因此，开展壁面粗糙度对隔离段流场机理影响的研究是十分必要的.针对以上问题，本文利用数值模拟方法在非对称来流下
中北大学学报(自然科学版) 2022年6期2022-12-19
- 导弹发射箱发射过程热流固耦合数值模拟
a，发动机燃烧室总温为3 000 K。压力出口取当地大气环境为开放边界条件，压力为0.101 MPa，温度为300 K。2.3 计算方法流场计算时采用密度基进行计算[10]。3 计算结果分析选取发射箱前后易碎盖未打开、后易碎盖打开、前易碎盖打开、导弹开始运动和导弹运动出箱5个时间段内，流体域发射箱内外箱壁的总温和压力变化。3.1 仿真结果云图分析导弹发动机从点火到出箱时发射箱内箱壁总温云图如图5～图9所示。前后易碎盖未打开时燃气流会受到后易碎盖阻滞燃气流不
机械与电子 2022年7期2022-08-02
- 单屏式多点气流温度传感器现场校准工况参数影响分析
键影响量为结构、总温和马赫数[9]。中国航发沈阳动力所也在气流温度测量技术方面做了相关研究，得到了抽气率对双屏蔽抽气式热电偶恢复修正系数的影响规律[10]。在将数值计算用于计量校准仪器方面，国内外研究人员均作过很多工作，韩百顺、朱懿渊、高兰等分别对用于测量脉动气流平均流量的稳压箱、V锥流量计以及基于圆环阵列的声场进行了数值仿真计算，补充并替代了部分试验[11～13]。Grandmaison Y和Bdulaziz A M分别对强弱射流装置和小型文丘里管进行了
计量学报 2022年2期2022-03-26
- 电弧风洞喷管壁温对平板试验的影响研究
K）时一般采用总温探针法；温度高于总温探针测试上限时，用驻点热流和驻点压力探针测量驻点热流和压力，采用Fay-Riddell公式[12]间接计算来流总焓（简称“F–R探针法”）。F–R探针法的两种探针均安装在风洞旋转支架上轮流进行扫描测试。热流测试模型、温度测试模型安装在横向送进机构上，如图3所示。图3 风洞测试装置布局Fig.3 Test equipment layout in wind tunnel流场核心区的总温探针（带滞止室）如图4所示，探针有2
实验流体力学 2022年6期2022-02-06
- 舰载机/发动机一体化控制着舰复飞动态特性研究
示成以发动机进口总温为变量的函数。所设计的最大状态控制规律见图5，具体如下：图5 发动机的最大状态控制规律Fig.5 Maximum state control law of engine(1) 当风扇进口总温Tt2小于288.15 K 时，高压压气机换算转速CNC=100%CNCmax(CNCmax为高压压气机最大换算转速)。此时，高压压气机相对转速PCNC=PCNCdes(PCNCdes为高压压气机设计点相对转速)。(2) 当风扇进口总温从288.15
燃气涡轮试验与研究 2021年4期2022-01-18
- 基于均匀设计的制冷小管径涡流管结构优化
，涡流管获得最大总温差 36.83 K。何曙等[4]在进口总压为0.4 MPa 时，实验对比了不同流道数目(3～8)下涡流管的性能差异，结果显示流道数为4时，可得到最佳的制冷效应，喷嘴流道数为8 时，其制冷效应最差。汤振豪等[5]研究了喷嘴结构对涡流管性能的影响，结果显示螺旋喷嘴比直流喷嘴涡流管具有更好的能量分离效果。何鹏等[6-7]对大管径八流道直流/螺旋喷嘴涡流管的流动与传热性能进行了分析，结果表明大管径多流道涡流管相较小管径涡流管在天然气处理能力及压
西安石油大学学报（自然科学版） 2021年5期2021-10-21
- 3m×2m结冰风洞热流场品质提高及评估
面升级了风洞气流总温测量系统，更换了风洞温度控制探针，优化了热流场校测设备和校测方法，显著提高了风洞气流温度测量精准度，提高了校测试验效率和结果准确性[8-9]。2011年该风洞为进一步提高风洞流场品质和控制效率，再次改造了制冷系统，将平板型热交换器更换为Z字型热交换器，并在2012年开展了全面的气动-热流场校测，评估了改造后的试验段热流场品质，进一步为其适航应用提供了硬件基础和数据支撑[10-11]。此外，美国波音BRAIT结冰风洞[12]和Cox结冰风
实验流体力学 2021年4期2021-09-15
- 不同结构探针对压气机进口级流场及测量结果的影响
值方法,对屏蔽式总温探针的流动与换热特性进行了研究,结果表明在高来流马赫数下,速度误差对进出口面积比的变化较为敏感。王肖等[7]对单点和四点梳状总压探针的堵塞效应进行了研究,结果表明总压探针的插入使得被测流场流量减小,相比于探针结构,堵塞效应受堵塞比的影响更大。近壁测量时，壁面与探针的相互干扰会严重影响原本流场结构，引起测量误差[8-9]。郑光华等[10]基于数值计算,研究了不同近壁距离对总压探针测量结果的影响,并与文献进行对比,结果表明,相对近壁距离越小
西北工业大学学报 2021年4期2021-09-07
- 敞口钢包转运过程中钢水温降规律的研究
3.2.2 钢水总温降影响因素图6是A包和C包在不同钢水量时钢水总温降与时间的关系。可以发现，相同钢包较大吨位和较小吨位的钢水总温降在30 min时相差超过10℃。(a)A包(b)C包图6 不同钢水量时的钢水总温降与时间的关系Figure 6 Relationship between total temperature dropand time of molten steel with different water quantity(a)不同钢包95 t
大型铸锻件 2021年4期2021-07-07
- 高超声速风洞流场总温测量装置研制
)高超声速风洞中总温是其关键参数之一，而准确地测量总温对于风洞流场的校测尤其重要[1]。由于总温变化范围广，多数情况下采用热电偶测量。热电偶是工业上最常用的温度检测元件之一，其优点是:①测量精度高。 因热电偶直接与被测对象接触，不受中间介质的影响。 ②测量范围广。 常用的热电偶从-50 ℃～1 600 ℃均可连续测量。 ③构造简单，使用方便。 热电偶由两种不同的金属丝组成，不受大小和开头的限制，外有保护套管[2]。 在使用热电偶测量时，通常将热电偶装配在特
传感技术学报 2021年2期2021-05-15
- 外涵气流对内涵气流噪声影响的数值研究
涵气流与内涵气流总温之比对噪声屏蔽效果的影响内涵气流马赫数为0.77，外涵气流马赫数为0.50，外涵气流层厚度为100 mm(d/r=1.0)时，改变外涵气流总温(T2)，计算不同气流总温比(T2/T1，T1为内涵气流总温)对总声压级的影响。计算边界条件如表3所示。表3 不同内外涵气流总温比时的边界条件Table 3 Boundary conditions of different total temperature ratios图6给出了不同外涵气流总温
燃气涡轮试验与研究 2021年5期2021-05-09
- 超临界二氧化碳单级轴流透平变工况特性分析
上改变压比、入口总温及转速，对透平的变工况特性进行了详细的研究，为此类单级轴流透平的进一步优化设计提供了指导。1 轴流透平设计与数值方法1.1 热力设计轴流透平设计参数较多，各参数互相影响，需要反复校核透平热力设计结果，将其作为气动设计参数，可降低计算复杂性和减小误差。具体初始设计参数与热力设计参数分别见表1和表2。表1 初始设计参数表2 初步热力设计结果1.2 气动造型根据热力设计计算得到的马赫数、进气角度和出气角度，利用AXIAL软件和贝赛尔曲线(Be
动力工程学报 2021年3期2021-03-26
- 两相旋转爆震发动机出口流场均匀性数值研究
当量比、空气喷注总温、空气喷注环缝、喷管等对气液两相旋转爆震波传播的影响。上述学者的数值研究主要考察了气态燃料下的旋转爆震发动机，国内外对液态燃料旋转爆震发动机数值模拟较少。两相RDE出口流场均匀性对后续加装的涡轮或喷管的设计具有重要的意义，而目前尚未有相关研究发表。本文对以辛烷为燃料、空气为氧化剂的气液两相旋转爆震发动机进行数值模拟，采用DPM模型计算辛烷液滴的轨迹，模拟非预混条件下的旋转爆震波工作过程。对非预混喷注下两相RDE的影响因素进行了研究，得到
兵器装备工程学报 2021年1期2021-02-23
- 大气数据激励仿真测试系统设计和实现
、RS-422、总温电阻、离散量、模拟量等参数。本文从三个方面对大气数据激励仿真测试系统的设计和实现进行阐述：大气数据激励仿真测试系统组成及原理;大气数据激励仿真测试系统关键设备的选择;大气数据激励仿真测试系统软件设计。其大气数据激励仿真测试系统性能稳定，软硬件升级简单，满足大气数据系统实验室测试要求。关键词：大气数据激励仿真测试系统;实验室测试设备1. 组成及原理在对大气数据计算机（含传感器）的工作原理、测试需求和接口等进行分析后，利用工控机、高性能的硬
科技信息·学术版 2021年6期2021-02-14
- 某型压气机的S2流面静叶调节优化
定如下：进口给定总温、总压，出口给定静压、轴向进气。计算取多组换算转速值，并结合共同工作规律计算压气机涡轮共同工作的共同工作特性线。3 压气机特性计算结果及分析对原型压气机取多组折合转速值。对每一折合转速值取多组工作点，结合压气机几何数据，输入一维程序计算得出总体参数及各级间参数。通过对一维计算结果进行整理，可以得到通用特性线。对该压气机的一维级间特性进行计算，各级转子的做功能力影响压气机整体特性。图3为一维计算压气机各级的总压分布。在压气机中，转子转动推
机械制造与自动化 2021年1期2021-02-03
- 大型结冰风洞热流场符合性验证
考察了试验段气流总温、试验段气流速度和喷嘴干空气射流对热流场空间均匀性和时间稳定性的影响，获得了试验段气流总温修正关系，形成了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线，为其适航应用奠定了基础。1 3 m×2 m结冰风洞简介中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m结冰风洞是一座闭口回流式高亚声速风洞(图1)，主要包括结冰喷雾系统、制冷系统、高度模拟系统和风机动力系统。结冰喷雾系统利用喷雾耙和喷嘴产生结冰云雾，其中喷雾耙安装于稳定段蜂窝器下游、收缩段入口位
实验流体力学 2020年5期2020-11-03
- 进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响
装在位移机构上的总温和总压气动探针,对中介机匣实验件的进、出口截面进行流场测量,得到进、出口截面的总温和总压参数的分布。截面的测量位置可以通过探针位移机构调整,轴向位置有三个:进口总温、总压测量位置位于进口安装边前25 mm截面,出口位于实验件出口安装边后170 mm处,径向位置位于实验件上、下壁间等间距测量,并离开上、下壁面各1 mm。在上、下壁沿大、小支板之间中间法向距离的流线位置各均匀布置30个静压测孔。数据采集用PSI 9116智能型压力扫描阀,测
科学技术与工程 2020年22期2020-09-04
- 大管径八流道直流喷嘴涡流管流动与传热数值模拟
Pa，入口气体的总温(滞止温度)为290 K，冷端出口压力为0.1 MPa，利用热端出口背压来调控涡流管的冷流率，通过对水力直径和湍流强度进行设置来确定进出口边界的湍流条件。假定涡流管壁面为绝热、无滑移壁面，不考虑与外界热量和功的交换情况。1.3 网格划分网格的数量和质量对模拟结果的收敛性和计算精度存在显著影响，由于涡流管属于多联通结构，因此对其进行整体的结构化网格划分十分不易[14]。本文依据其结构的几何特性和流动特性，采用分区域非结构网格划分，形成三维
非常规油气 2020年3期2020-08-27
- 环形引射器两相流动数值模拟
力入口，设定入口总温为530 K，总压为1.85 MPa，蒸汽化学成分及各成分占比见表1；二次流入口设为固壁；引射器出口采用压力出口，给定出口压力为大气压。在Fluent中开启组分输运，混合气体的密度采用真实气体的Real-Gas-Soave-Redlich-Kwong三参数状态方程进行计算。表1 环形引射器蒸汽化学成分1.4 相变模型蒸汽在引射器内会发生超音速流动，水蒸气加速膨胀降温降压，可能会有部分水蒸气越过气液饱和线变为液相，导致引射器内气液两相流共
火箭推进 2020年4期2020-08-18
- 固体冲压发动机自由射流试验空气捕获量测量方法 ①
室模拟段出口布置总温、总压和静压测试耙，依据测量耙上各传感器测试数据计算空气捕获流量[3-6]。该测量方法需要在正式自由射流试验前针对不同的试验工况进行多发吹风标定试验，标定工作量庞大，成本较高；总温、总压和静压测量耙设计和加工均较为复杂，且测点的分布方案对测量精度有较大的影响。近几年，随着TDLAS技术的发展和完善，该技术已经应用于航空发动机进气道流量测量、冲压发动机进气道和隔离段流量测量及风洞来流状态检测[7-10]。目前，固冲发动机流场数值仿真技术已
固体火箭技术 2020年3期2020-08-01
- 气体二次喷射推力矢量控制系统参数优化与试验研究*
为10 MPa，总温为3 000 K。二次射流入口给定压力边界，考虑喷射位置与角度、二次流总温与总压的影响。主流和二次流在主喷管的扩散段混合，混合后出口为地面环境。研究对象为高速可压缩流动，求解时网格划分较密，采用耦合隐式算法求解能量和动量方程，能较快得到收敛解。图1 喷管气体二次喷射结构示意2 计算结果及交互作用分析分析的影响因素及水平见表1。为了获得条件与结果之间规律性的认识，找出影响侧向控制力的喷射流物理参数、喷射孔位置、角度以及喷管几何参数的主效应
弹箭与制导学报 2020年1期2020-07-09
- 基于基团法的冲压发动机燃烧室性能分析
烧室加热比，出口总温等的工作性能的影响。研究结论对冲压发动机燃烧室的性能评估提供了理论支撑。1 外部条件考虑工作范围等因素，大气参数设置为USSA-1976大气模型，考虑到氧气和氮气成分在大气成分中占比超过99%，近似认为空气成分只有氮气、氧气。图1为发动机总体结构示意图，主要为双楔进气道、燃烧室以及拉瓦尔喷管。其中燃烧反应区的所发生的物理化学变化即是本文所主要研究的对象。由于燃烧室反应区主要以燃油与空气混合燃烧加热燃气为主要过程，因此分析过程中忽略发动机
兵器装备工程学报 2020年6期2020-07-07
- 高负荷压气机首级可调静叶进口气流参数测试误差分析
调静叶上的总压或总温叶型探针测试精度及其对压气机性能评定的影响。为支撑基于叶型探针的多级高负荷压气机级间测试方案的进一步改进，本文对首级可调静叶上叶型探针的气流状态进行了预估，并在叶型探针校准特性分析的基础上，定量分析了首级可调静叶进口气流总压和总温参数测试误差，以及其对匹配环境下首级性能和后四级性能测试精度的影响程度。2 研究对象某高负荷五级压气机(图1)由一单级压气机和四级压气机串装组合并改进设计而成，其中首级可调静叶由单级压气机的出口静叶和四级压气机
燃气涡轮试验与研究 2020年2期2020-06-20
- 航空发动机核心机全三维数值仿真方法研究
给定核心机测量的总温、总压；压气机转子和涡轮转子设定物理转速；燃烧室按照燃油喷雾模型给定燃油物理流量；压气机一级前、四级后、六级后的引气流量和燃烧室二股气流的出口流量以设计的空气系统分配比例给定；以源项方式[9]按涡轮冷却设计结果给定冷却喷射的流量、总温和方向(图2)；给定喷管后高空舱测量环境压力；部件之间的交界面及通道的周期性面参考文献[9]和文献[10]的方式给定。湍流模型采用适合叶轮机旋转和分离捕捉的SST湍流模型，高精度数值求解格式。燃烧采用单步化
燃气涡轮试验与研究 2020年1期2020-06-05
- 大管径八流道螺旋喷嘴涡流管流动与传热数值模拟
Pa；入口气体的总温(滞止温度)为290 K，冷端出口，静压为0.1 MPa，利用热端出口背压来调控涡流管的冷流比，通过对水力直径和湍流强度进行设置来确定进出口边界的湍流条件。假定涡流管壁面为绝热、无滑移壁面，不考虑与外界热量和功量的交换情况[14]。1.3 网格划分网格的数量和品质直接影响数值模拟的收敛性和计算结果的精度，由于涡流管属于多联通结构，采用整体的结构化网格划分十分困难。依据其结构的几何特性和流动特性，对涡流管进行分区域非结构网格划分，如图2所
科学技术与工程 2020年11期2020-06-04
- 华中科技大学李宝仁教授团队荣获2019年度国家技术发明二等奖 高动态XX飞行环境高精度模拟试验技术及应用
——在地面给飞行器提供高精度的动态大气飞行环境
杂多变，总静压/总温等大气数据易出现突变和波动，严重影响飞行安全和稳定控制。因此，必须在地面模拟飞行高度与速度变化对应的动态总静压/总温飞行环境，面临大范围、高动态、高精度三大技术挑战。面向载人航天等国家重大战略需求，历时近20年，突破了大范围正负压交替伺服控制与动态气流温度精确控制技术瓶颈，研制了系列化总静压/总温模拟试验设备，实现了高动态XX飞行环境高精度模拟试验零的突破与重大创新。成果应用于神舟系列飞船的研制，解决了神舟7号～11号、嫦娥5T1等15
液压与气动 2020年2期2020-02-18
- 反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究
在发动机进口形成总温畸变[6-8]，当流场畸变较为严重时可导致发动机出现失速、喘振等不稳定工作状态，威胁飞机安全。因此，与发动机的兼容性是反推装置设计需重点关注的问题之一。CFD技术在反推装置与发动机的兼容性研究方面有着广泛应用。如Chen[9]介绍了采用全三维黏性流场数值模拟技术计算反推气流扰流流场细节的方法；Trapp等[4]采用CFD技术获得某民用飞机着陆滑跑过程中的反推气流流场，并通过试验验证了结果的可靠性；左志成等[6]采用CFD 技术模拟了民机
燃气涡轮试验与研究 2019年6期2020-01-17
- 蒸汽/空气预旋系统温降和流阻特性对比研究
喷嘴降低气流相对总温，减少冷气流动损失，从而为高压涡轮叶片输送品质更高的冷却空气，有利于减少冷气用量，进而提高燃气轮机的整体性能。开发高效的叶片冷却技术对于提高燃气轮机的热效率和输出功率极其重要。当燃气涡轮进口温度超过1500℃时，采用以空气为介质的叶片冷却技术已不能满足高性能燃气轮机的要求[1]。蒸汽的导热系数和比热容较空气的大，冷却品质更高，可以更好地提升燃气轮机的整体性能。目前蒸汽冷却技术发展极为迅速，在燃气-蒸汽联合循环系统中具有良好的应用前景。现
航空发动机 2019年5期2019-12-13
- 低压涡轮导叶内环结构设计
*in为冷气进口总温；T*out,r为预旋出口相对总温。T*in和T*out,r的定义如下式中：T 为静温；CP为材料比热容；V 和W 分别为绝对速度与相对速度（相对旋转涡轮盘）。将速度V、W沿3 个坐标系分解为式中：Vr=Wr；Vφ=Wφ+U；VZ=WZ；U 为涡轮盘周向速度分量。此外，定义某一径向高度预旋出口气流周向速度与涡轮盘周向速度的比值为旋转比将式（2）～（5）代入式（1）中整理可得对式（7）求导可以得到当Vφ=U 时，理论温降存在最大值，即Sr
航空发动机 2019年3期2019-12-12
- 高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA 分解
为加力燃烧室出口总温；L/D为加力燃烧室长度(包括掺混段长度、扩压段长度及燃烧区长度)与直径之比，通常称为加力燃烧室长径比；C/Ls为产品成本与寿命周期之比。为定量评估加力燃烧室技术水平，需确定加力燃烧室的燃烧效率、总压恢复系数、出口总温、长径比、成本与寿命周期等参数变化后对发动机推重比、耗油率、成本、寿命的影响。表1 给出了采用敏感度分析方法得出的推重比10 一级发动机加力燃烧室工作参数变化对发动机推力和耗油率的影响敏感系数[10]。由表可知，增大总空气
燃气涡轮试验与研究 2019年5期2019-11-22
- 偏流板对发动机进口温升影响研究
条件，给定流量和总温，用以区别不同发动机推力状态；来流边界条件设置为压力远场；发动机进口设置为压力出口条件；甲板设置为壁面边界条件；计算区域网格全部采用结构化网格。3 计算方法及验证3.1 流场计算流场采用计算流体动力学软件Fluent[9]计算。计算时，假定尾喷流为定常、理想的可压缩气体，使用密度基耦合算法求解器，湍流模型采用标准的k-ε两方程模型，控制方程采用二阶迎风模式离散。3.2 计算方法验证为验证尾喷流流场数值计算方法的准确性，对文献[10]中在
燃气涡轮试验与研究 2019年2期2019-05-18
- 短型热电偶导热误差影响因素数值仿真分析
式中：Tg为气流总温；Tj为热电偶温度示值；Td为支座温度；α为热电偶端与流体的对流换热系数；L为传感器插入深度；d为传感器直径。对于特定的热电偶，λ和d已经确定，在测量中影响导热误差的主要因素有热电偶插入深度、对流换热系数和支座温度，而对流换热系数主要受来流总温和速度影响。下面将通过数值仿真分别研究热电偶插入深度、来流总温、来流马赫数以及基座温度对热电偶导热误差的影响。2.1 热电偶插入深度对导热误差的影响来流马赫数为0.3，来流总温分别为573 K，6
火箭推进 2018年6期2019-01-18
- 脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究
不能真实模拟实际总温(马赫数6时达到1800K)，因此，开展发动机及飞行器一体化带动力试验还需要满足总温要求的高焓设备。燃烧加热风洞是目前高超声速飞行器地面模拟试验尤其是带动力试验的主要设备。在过去的十几年间，中国空气动力研究与发展中心研制了不同尺度的脉冲燃烧风洞，探索了一体化飞行器设计、计算与试验技术[7-9]。在此基础上，发展了基于脉冲燃烧风洞的大尺度飞行器带动力一体化试验技术[10-11]，提出了一种基于一体化试验直接测力结果的飞行器和发动机性能评估
实验流体力学 2018年3期2018-10-10
- 蒸汽和空气预旋进气共转盘腔壁面换热研究
，冷却气体的相对总温降低，从而提高了冷却效果。未来燃气轮机燃气初温可达1 700 ℃[1]，使得涡轮叶片及涡轮盘的有效冷却变得更加困难。目前，大多数燃气轮机采用空气作为冷却介质，冷却空气从压气机的某一级引出，进入冷却通道。过量使用冷却空气将减少进入燃烧室参与做功的气流，导致燃气轮机的总体性能降低。新型燃气轮机采用了蒸汽冷却[2]，相对于空气冷却，蒸汽冷却有2个优点：(1)蒸汽的导热性与热容优于空气，故其冷却效率高；(2)可以减少从压气机中引气，从而提高燃气
动力工程学报 2018年8期2018-08-29
- 高超音速气流总温传感器设计
需要准确测量气流总温，为机体热强度设计提供必需的设计参数。高超音速气流总温能达到1500℃以上，耐高温的气流总温传感器在我国现阶段还是空白，国外同类产品对我国又实行技术封锁。因此，需要从温度测量原理上分析研究，探索适用于机载的高超温气流温度测量方法，研制高超音速气流总温传感器。1 气流总温测量方法分析1.1 温度测量方法温度是表征物体冷热程度的物理量，常用的测量方法有接触式和非接触式两种。接触式测量是利用热平衡原理，通过测温元件与被测介质接触并进行热交换，
数码世界 2018年2期2018-03-21
- 热电偶丝温度响应过程数值计算分析
0)高焓高速气流总温主要应用总温探针测量，脉冲类高焓风洞对温度响应时间要求较高，而探针温度响应主要是电偶丝的温度响应过程.为了分析影响电偶丝温度响应的过程，针对电偶丝进行了理论分析，获得了电偶丝温度响应的理论公式，并分析了电偶丝测温存在的误差.随后利用有限差分法对电偶丝的温度响应过程进行数值计算，获得了电偶丝温度响应曲线，并且结果表明：电偶丝直径越小，响应时间越短；电偶丝结点越小其响应时间越短；相同直径的电偶丝越长其响应越快.总温探针；热电偶；温度响应；数
商丘师范学院学报 2017年9期2017-08-11
- 一种新颖的基于总能量守恒的化学平衡流算法
结流模型。加热器总温的动态仿真结果与试验数据一致，但加热器后续管道中的管流总温明显高于试验数据。针对以往研究中的不足，本文提出了一种基于总能量守恒的热力计算方法，并从平衡流物理化学实质出发，进一步提出了一套新颖的基于总能量守恒的化学平衡流计算方法，采用该方法改进文献 [12-13]中的加热器模型，并通过与试验数据的对比，验证新方法的有效性。1 涡轮试验台装置图1所示为由42个组件组成的涡轮试验台气路系统的仿真模型，模块化建模[13]时划分为2个流体源 (F
火箭推进 2017年1期2017-03-08
- 短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究
动机喷管射流气体总温沿流线的分布图4(a)和整个流场总温沿流线的整体分布图4(b)可看出：从主发动机喷管射流出的热燃气射流冲击至地面，经过地面的阻挡/反射作用向四周扩散流动。其中，向机体后方流动的热燃气未受扰动，继续沿地面流动；而沿地面向机体前方流动的热燃气，在机身下部附近向左右两侧发生卷吸、分离流动现象。而由飞机中分面下部空间速度矢量分布图4(c)可看出：升力风扇射流沿地面与主发动机热射流相向流动，相汇后共同向上流动，流至机体处受到阻挡再次发生分流，并在
燃气涡轮试验与研究 2016年6期2017-01-18
- 1种用于涡轮出口总温测量的新型热电偶设计
1种用于涡轮出口总温测量的新型热电偶设计刘绪鹏，刘忠奎，孙琪（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）针对在测量某型燃气轮机涡轮出口截面的总温时出现的热电偶失效、使用寿命短的问题，对故障电偶进行了分解和能谱分析，发现故障是由偶丝氧化及碎裂的填充水泥的影响导致偶丝断裂造成的。结合涡轮出口的特定测量环境，研制了1种能够在高温氧化环境中长期可靠使用的总温测量热电偶。介绍了新型热电偶结构、感温元件以及采用的支杆填充方式，并对新型热电偶进行结构和精度分析。通
航空发动机 2016年2期2016-09-23
- 关于I重整生成油辛烷值较低问题的分析
值、产氢量、反应总温降、C5+液体收率、重整循环氢纯度及稳定塔顶气数据的详细对比，得出6月1日提温后重整生成油及产氢量较低是由于重整催化剂失氯造成的，进一步分析可能引起催化剂失氯的原因，并通过增加注氯量，至6月17日，重整生成油辛烷值、产氢量、重整总温降等已恢复正常。重整； 操作条件； 重整生成油； 辛烷值金陵分公司I连续重整装置始建于1997年，设计规模60万t/a，2009年催化剂更换为PS-VII催化剂，2012年8月进行了扩容改造，将处理能力由60
当代化工 2016年6期2016-09-19
- 纵横式滞止罩设计方案研究
0136）为提高总温传感器的测量准确度，以温度传感器滞止理论为基础，根据现有的设计经验合理设计一种与传感器探针配套使用的滞止罩，滞止罩采用纵横式结构设计。给出不同的测试环境及测温范围下滞止罩材料的选取建议；在气流温度为1000K、气流速度马赫数为0.5的条件下，利用CFD软件对在不同的滞止罩气流进出口面积比、不同的传感器探针探测长度、不同的主滞止室扩张角等3组条件下进行数值仿真，得到9种工况下滞止室内气流速度分布及探针表面的温度分布。经对比研究分析得到纵横
中国测试 2015年5期2015-02-20
- 第三代RHT系列催化剂在2.0 Mt/a渣油加氢装置的工业应用
Ⅱ列的催化剂床层总温升变化情况。由图3可以看出，装置运转150天以前，两列催化剂床层总温升差别不大，大部分时间Ⅱ列的催化剂床层总温升略高于Ⅰ列；运转150～330天期间，Ⅱ列的催化剂床层总温升明显高于Ⅰ列；运转330天后，两列催化剂床层总温升差别不大，有时Ⅰ列的催化剂床层总温升略高于Ⅱ列。渣油加氢过程中，发生的主要反应有加氢脱硫、脱氮、脱金属等反应，以及残炭前身物转化，这些反应均为放热反应，其中加氢脱硫反应是渣油加氢过程中的主要反应，对总反应热的贡献最大。
石油炼制与化工 2014年12期2014-09-06
- 某型小涵道比涡扇发动机风车状态性能模拟
态下，燃烧室出口总温与压气机出口总温相等，倘若不考虑雷诺数的影响，即相似条件仍然满足，此时可认为燃烧室出口总温与压气机出口总温相等作为调节规律.那么发动机的相似参数就只取决于飞行条件与大气条件，即在高度不变的情况下，只取决于飞行马赫数.也就是说，气流通过燃烧室总温未增加，发动机共同工作点取决于进气道冲压比.空中启动可分为2个阶段:1)发动机自动地进入稳定的风车状态;2)主燃烧室点燃后，涡轮和进入发动机的气流共同加速转子.所以在飞行中，燃烧室熄火后，如同在地
哈尔滨商业大学学报（自然科学版） 2014年5期2014-08-21
- 入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析
口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明:在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。兵器科学与技术;超燃冲压发动机;固体燃料;燃烧室;入口气流参数0 引言固体燃料超燃冲压发动
兵工学报 2014年5期2014-06-27
- 几种典型燃烧室高温气流温度传感器的设计
3］。在测量气流总温时，测温误差主要有:被测气流不能完全滞止引起的速度误差、热辐射引起的辐射误差、沿测温元件导热引起的导热误差和测温元件热惯性引起的动态误差。在设计热电偶传感器时，根据传感器使用工况的不同，不同的误差类型将占据主导，一般要遵循一些原则来尽可能地减小这些误差。在测量高速 (Ma＞0.2)气流温度时，速度误差比较大，要考虑速度误差对测温结果的影响。通常采用恢复系数来评价测温的速度误差，传感器的结构型式和安装方式对恢复特性影响较大，通常裸露式热电
计测技术 2014年3期2014-04-26
- 畸变进气对两级风扇稳定性影响的数值模拟
流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减，进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减；反向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减快稳定裕度损失小，而正向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减慢稳定裕度损失大。航空发动机；轴流压气机；一维模型；畸变；气动稳定性；数值模拟1 引言军用航空燃气涡轮发动机在研制和使用过程中，经常遇到失稳引起的发动机压缩系统不稳定工作问题。压缩系统作为航空燃气涡轮发动机的一个重要组成部分，正常工作条件下，为发动机提供合适的质量流量
燃气涡轮试验与研究 2014年4期2014-02-28
- 进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响
评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响，获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组。结果表明：总压畸变在风扇中衰减幅度最大，发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时，风扇率先失稳，在低转速下运行时为增压级率先失稳；总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大，发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时，高压压气机率先失稳，在低转速运行时为增压级率先失稳。大涵道比涡扇发动机；进气畸变；稳定性；数值模拟0 引言大涵道比涡扇发动机由于推力大、耗油率低、噪声
航空发动机 2013年6期2013-07-07
- 涡轮发动机可调收扩喷管最优面积比计算及分析
值。收扩喷管燃气总温T*、总压P*、比热比k、气体常数R均为定值，那么推力系数可以描述为q，即1/Ar的函数。推力系数曲线如图2所示。从图2中可见，T*=1000 K、A8=0.25 m2、喷管可用落压比π=9.54、背压 P0=101325时，式（1）所示的函数存在极大值，而且并非1维等熵喷管完全膨胀时的出口面积比。应用1维等熵公式计算的完全膨胀面积比Ar=2，而曲线中的最大值出现在Ar=1.74时。图1 收扩喷管图2 推力系数曲线2 可调收扩喷管最优面
航空发动机 2013年2期2013-04-27
- 基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率研究
气组分浓度和燃气总温时在选取燃烧效率定义时就要有所区别。因此建立与试验测量相配套的评价方法，并通过测量数据最终获得燃烧效率就成为评定燃烧室性能需要解决的关键问题之一。目前，超燃冲压发动机的燃烧效率主要按照两种定义并结合相应的测量方法进行获取。一类是按照实际放热量与理论放热量之比的定义方法，主要基于燃气组分测量（取样分析［5－6］或光 学测量［7－9］）获取燃烧效率。但超燃冲压发动机燃烧室过高的燃气温度对取样装置、燃气冻结技术带来了较大的难题。而光学测量燃气
实验流体力学 2012年4期2012-11-15
- 涡轮导向器喉道燃气流量计算及参数敏感性分析
动机内外涵及进口总温测量精度要求较高，需要已知总的空气流量，而飞行试验中该流量往往未知，所以该方法应用在试飞中有一定的限制。高压涡轮导向器喉道流量函数法，充分利用了高压涡轮导向器喉道在发动机较宽工作范围内达临界的特点[3]，通过建立燃烧室进出口流量及能量平衡，间接确定燃烧室出口燃气流量，并考虑压气机中间级引气及涡轮组件冷却气流量，可间接计算通过发动机内涵道的空气流量。目前，国内尚未开展该方法的飞行试验应用研究。本文在文献[1]、[3]的基础上，建立了高压涡
燃气涡轮试验与研究 2012年2期2012-07-01
- 小型探针在小尺寸压气机性能试验中的应用
结构形式的总压、总温复合探针。分别介绍了两种探针的优缺点和校准结果，并对探针进行了数值模拟和出口流场测量，对比分析了两种探针测取的总压、总温及总性能间的差异。结果表明：两种探针均能满足小尺寸压气机出口流道堵塞比要求，有效地测取出口流场参数。探针；压气机；流场；性能；应用1 引言测试设备及测试技术是整个试验技术的核心，试验测试技术已发展成一种多学科相互渗透的综合应用技术。随着发动机测试技术日新月异的变化，及时采用最新测试技术全面准确地测取各种数据，系发动机试
燃气涡轮试验与研究 2011年4期2011-07-05
- 航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究
计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布,得到了主燃区总温和燃烧室出口总温，并采用燃烧效率法对其进行了验证，二者的相对误差分别为4.4%和1%。结果表明：在初始设计阶段，采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。燃烧室；火焰筒；流阻法；多项式拟合法；流量分配；燃气总温；航空发动机0 引言目前，燃烧室设计包括燃烧室可行性技术论证、方案设计和技术设计3部分。根据燃烧室方案设计中已知的燃烧室进口的空气流量、总压、总温、马赫数，出口总
航空发动机 2011年5期2011-06-06