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本文建立了某型涡扇发动机加力供油装置的数学模型和关键部件的失效模式,通过仿真分析了该系统的过渡态特性,压差节流活门液动力,浮动活塞摩擦阻力以及加力泵特性对系统的影响,最后将试验结果与仿真结果进行了对比分析。找出了故障原因,提出了改进措施。 相似文献
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凹腔前缘角对超声速燃烧室性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
针对带有不同前缘角的凹腔内流动和燃烧过程,分别在冷态和燃烧条件下探讨了前缘角对凹腔内流动损失及阻力特性的影响.研究表明:在壁面垂直喷射的喷口上游和凹腔内部均会形成低速、高温回流区,有利于点火及火焰稳定,燃烧反压通过边界层的亚声速区域上传,形成激波/边界层干扰结构.减小前缘角,可使剪切层分离位置提前,更偏向凹腔内部,导致凹腔后壁面再附激波增强,进而增大了总压损失,降低了总压恢复系数;亦可导致凹腔前、后壁面压差阻力增大,阻力系数上升.进一步认识了凹腔内部流场及稳焰增混机理,进而为优化凹腔结构设计提供依据. 相似文献
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叶根倒角对轴流涡轮转子流场的影响 总被引:3,自引:2,他引:1
通过对某一亚声速轴流涡轮转子进行数值模拟,研究了涡轮转子根部倒角对涡轮叶栅流场的影响.研究结果表明:叶根倒角改变通道内的涡系结构,使叶栅通道内的流动重新分布,并降低了涡轮效率.当叶片根部存在较小半径的倒角时,倒角使叶片前缘近轮毂处的分离程度加剧,分离涡强度增加,并导致前缘马蹄涡和下通道涡强度和范围都增加,下通道涡增强导致叶片尾缘处通道下方静压降低,而通道上方静压相应升高,通道上半部流道前后压差减小,上通道涡的形成和发展受到抑制,上通道涡强度和分布范围都减小.随着倒角半径的增加,根部前缘分离程度先略有增加,然后减小,导致马蹄涡和下通道涡的强度先增加后减小,上通道涡强度先减小后增加.倒角还会使轮毂附近尾迹的强度和范围都加强,使尾迹损失增加. 相似文献
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航空燃气涡轮发动机起动性能分析 总被引:18,自引:12,他引:18
快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。 相似文献
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叶尖间隙高度对某高压涡轮级损失分布的影响 总被引:1,自引:6,他引:1
利用三维湍流数值模拟方法模拟某一级跨声速高压涡轮流场,研究转子叶片叶尖间隙高度对涡轮性能及二次流动损失分布的影响.研究结果表明:转子叶尖间隙高度对涡轮性能影响明显,随着间隙高度的增加涡轮效率明显降低,但效率的降低速度与间隙高度并非简单线性关系,间隙高度增加1%相对叶高,涡轮性能最快下降1.8%.分析表明:涡轮转子间隙高度变化主要影响转子叶栅通道上部流动并对通道内的损失分布产生影响.其中损失最严重的区域为转子通道中部至叶片尾缘处;尾缘后的损失则对间隙的高度最敏感,随着间隙高度的增加,叶片尾缘后损失明显增加. 相似文献
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混合火箭发动机在航天推进领域优势明显,但由于氧化剂和燃料相态不同,燃料退移的机理和特性比较复杂。采用自行编写的混合火箭发动机程序(HRM)模拟了这种发动机的非稳态工作过程。通过该程序实时数值求解了从氧化剂注入端到尾喷管的全部物理化学过程,并基于燃料表面上气固间的质量和能量耦合,运用燃料表面动态退移和两步计算方法,模拟了燃料退移。在与发动机推力和燃料退移量等实验数据对比的基础上,给出了燃料退移速率方程和燃料退移速率随燃烧室直径的变化规律,确定并分析了影响混合火箭发动机尺度效应的因素。 相似文献
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基于混合遗传算法的航空发动机PID控制参数寻优 总被引:3,自引:0,他引:3
结合某型航空发动机的比例积分微分控制(PID)参数整定与优化问题, 提出了一种全局最优且与初值无关的优化算法.算法采用与单纯形相结合的混合遗传算法, 结合了遗传算法良好的全局收敛性和单纯形算法的优秀的局部搜索能力, 提高了搜索速度与精度.仿真结果表明这种方法具有较好的收敛性与稳定性. 相似文献
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为了能以较低的计算成本分辨多尺度的湍流燃烧过程,发展了基于动态自适应网格技术的湍流燃烧直接数值模拟方法。在氢气/空气层流预混火焰传播的模拟中,准确计算出了火焰传播速度,表明该方法具有直接求解火焰以及精确捕捉火焰传播过程的能力。在衰减的各向同性均匀湍流的模拟中,借助FFT分析获得了合理的湍动能谱线随湍动能衰减的变化规律,表明该方法能够直接求解湍流。由于在实际应用中,点火发生的位置与低温机理的速率相关,因此在氢气/空气湍流预混火焰中研究了湍流对低温机理的影响,发现湍流输运以及湍流涡团间强烈的拉伸和剪切对低温机理有明显的加速作用,能显著增强放热。 相似文献