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建立了压气机的激盘——容积模型及压气机对温度突升响应的二阶滞后模型。利用数值积分方法计算了温度突升对某涡喷发动机压气机稳定性的影响,并与发射武器的模拟试验结果及有关文献的计算结果进行了比较,证明了所用方法的可行性。对某涡喷发动机在不同温度突升和降油情况下的稳定性进行了模拟计算,确定出了降油量的大小对该发动机瞬态稳定工作边界的影响,计算结果与国外同类试验結果相比较,变化趋势是一致的。 相似文献
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基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析 总被引:3,自引:0,他引:3
文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。 相似文献
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参考飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的反辐射导弹/固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR,solid propellant air turbo rocket)总体性能计算的约束分析和任务分析模型并给出相应的算例和分析。简述了空射反辐射导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及SPATR发动机模型。计算结果表明,相比采用固体火箭发动机的HARM导弹,采用SPATR发动机的反辐射导弹具有超音速飞行(H=11km,2.5 Ma;H=3km,1.8 Ma)、远航程(低、高空航程均增加47%以上)和盘旋待机(H=3km,0.6 Ma,300s)能力,其性能极具使用价值。 相似文献
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进气畸变对发动机压缩系统稳定性影响的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了一种在发动机环境下评定航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型。研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响。对总压畸变进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析,结果表明进气总压畸变对发动机稳定性有很大的影响,使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动,降低了发动机的喘振裕度。主要数学物理模型可以正确地反映发动机压缩系统的工作状况,用它判断发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好。 相似文献
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蔡元虎 《西北工业大学学报》1995,(2)
对氧-氮混合气体在正激波后的平衡态进行了数值摸拟.用统计热力学方法中的配分函数计算化学反应平衡常数,考虑了气体组分的平动、转动、振动和电子能量,用多变量牛顿-莱卜生法求解控制方程组,在较宽的马赫数范围内得出了令人满意的结果. 相似文献