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针对推进系统采用TBCC组合循环发动机的飞推一体化高超声速飞行器,进行气动/推进力计算方法研究;分析并建立飞行器运动力学体系及计力体系,推导出推进系统双通道模式下一体化飞行器气动/推进力计算公式;针对TBCC推进系统的涡轮模态、涡轮冲压过渡模态及冲压模态三种工作模态,研究计力方法并计算分析飞行器在不同工作模态下升阻性能... 相似文献
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针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系。计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低 Ma=0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转。表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能。 相似文献
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为建立高超声速飞行器多学科设计优化软件系统,研究了一种面向多学科设计优化的建模方法.通过分析系统分解带来的学科设计冲突,建立了两种多学科连续性条件.据此连续性条件,结合现有飞行器设计流程,提出了一套建立多学科设计优化模型的方法,包括系统分析模型和系统优化模型.针对高超声速飞行器方案设计,研究了包含弹道/控制、气动、超燃冲压发动机、结构、热保护系统等五个学科的多学科设计优化问题.采用所研究的多学科设计优化建模方法,构造了系统级模型,并在框架软件中按照此模型集成各学科软件,建立了高超声速飞行器多学科设计优化软件系统. 相似文献
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铆接机液压系统的发热分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对铆接机液压系统发热问题进行了分析,不仅液压元件的局部阻力损失和无功溢流造成液压系统的发热,而且管道内的沿程阻力损失和局部阻力损失也是系统发热的主要因素。通过提高管道通径、合理的设计增压集成阀块,并提高油箱散热能力,有效的降低系统发热。 相似文献
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基于流线曲率法的航空轴流涡轮损失模型研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以某单级涡轮为研究对象,基于叶轮机械设计和性能计算中广泛应用的子午面流线曲率法.采用多种不同损失模型对涡轮热力性能进行了数值模拟计算分析,对比分析了各种损失模型在基本假设、损失机理、损失预测、涡轮性能计算方面的差异。这里特别针对不同损失模型,数值分析了涡轮叶片压力损失系数沿相对叶高的变化规律、涡轮叶片平均压力损失系数与进口气流角的关系、相对栅距变化对不同损失模型预测结果的影响。分析结果表明,由于在基本原理和基本假设等方面的差异,不同损失模型的适用条件不同,预测结果差异也较大,在涡轮设计中应特别予以注意。 相似文献
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进排气系统是发动机重要的附属结构,对保证发动机正常工作具有重要意义.根据发动机进排气系统的结构特点,针对进气系统、排气系统、消声器等进行选型设计和结构设计;保证各部分结构满足发动机的压力和流量要求;采用理论分析计算、CFD建模仿真分析、试验台验证分析等相结合的方法进行设计分析.对排气管和消音器进行三维计算流体模拟仿真,得到速度场、压力场的分布图,并对设计关心的进出口压差进行计算;特别对消声器的穿孔板部分采用了多孔阶跃边界条件进行处理;采用试验方法对消声器设计进行验证.结果 可知:空滤器进气阻力(滤芯干净时):8英寸/237mm水柱高度;管道总阻力为2.079英寸/52.8mm水柱高度;单个最大流量是:972.27L/s> 904.5L/s,满足发动机要求;排气系统的排气管路和消声器总压损为3.52KPa,满足发动机排气背压要求;系统的CFD分析结果表明管道布局合理,无真空区和负压区,气流顺畅;试验结果表明,消声器消声效果最高可达40dBA;而达到发动机的排气流量流速时,压力损失为1869.12Pa,而设计值为1802.38Pa,二者的误差为3.72%,结果基本一致,表明设计结果可靠;为同类设计提供参考. 相似文献