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航空发动机加力燃烧室内锥组件改进方案研究 预览
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作者 刘风坤 《企业科技与发展》 2019年第2期64-65,67共3页
文章首先利用有限元软件对航空发动机的内锥组件所处的应力场及受到的载荷进行数值模拟,用以验证前期得到的故障原因;然后提出可通过更换材料、抑制锥体尾部回流区、采取冷却措施、加大锥底连接孔尺寸、加强锥底刚性设计等几个方面对内... 文章首先利用有限元软件对航空发动机的内锥组件所处的应力场及受到的载荷进行数值模拟,用以验证前期得到的故障原因;然后提出可通过更换材料、抑制锥体尾部回流区、采取冷却措施、加大锥底连接孔尺寸、加强锥底刚性设计等几个方面对内锥组件进行改进设计。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 改进方案
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普惠F135发动机故障概览
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作者 刘金龙 冯建文 欧阳志高 《航空动力》 2019年第4期51-54,共4页
普惠公司的F135发动机是应F-35战斗机的前身——联合攻击战斗机(JSF)项目需求启动研制的。2003—2004年,普惠公司相继开始了常规起降型以及短距起飞/垂直降落型F135发动机的试验测试工作。2006年12月15日,F-35A完成了首飞;2008年6月11日... 普惠公司的F135发动机是应F-35战斗机的前身——联合攻击战斗机(JSF)项目需求启动研制的。2003—2004年,普惠公司相继开始了常规起降型以及短距起飞/垂直降落型F135发动机的试验测试工作。2006年12月15日,F-35A完成了首飞;2008年6月11日,F-35B完成了首飞;2010年3月17日,F-35B完成了首次悬停试验;2010年6月7日,F-35C完成首飞。美国海军陆战队、空军、海军分别于2015年7月、2016年8月以及2019年2月宣布F-35B、F-35A、F-35C机队形成战斗力。2018年4月,普惠公司宣布完成了F135项目的型号开发与飞行验证试验工作。普惠公司从F135发动机的一系列试验失败中不断汲取教训,成为了军用发动机的王者。 展开更多
关键词 发动机故障 涡轮叶片 战斗机 升力风扇 整体叶盘 普惠公司 高压压气机 风扇叶片 高压涡轮 低压涡轮 加力燃烧室
航空发动机加力燃烧室内锥组件故障原因分析 预览
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作者 刘风坤 《企业科技与发展》 2019年第1期84-86,共3页
文章首先针对故障台份发动机的内锥组件进行检查,研究了锁紧垫圈、锥底及螺栓的失效形式,其次对加力燃烧室内锥组件的设计、制造情况进行复查,分析相关零部件是否存在设计不合理和制造质量问题,最后根据复查情况建立故障树,并对故障树... 文章首先针对故障台份发动机的内锥组件进行检查,研究了锁紧垫圈、锥底及螺栓的失效形式,其次对加力燃烧室内锥组件的设计、制造情况进行复查,分析相关零部件是否存在设计不合理和制造质量问题,最后根据复查情况建立故障树,并对故障树的底端事件进行逐一分析排查,进而得到燃烧室内锥组件的故障原因。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 故障
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流向/周向曲率对加力尾部双层壁隔热屏冷却性能影响
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作者 刘友宏 赵云洋 任浩亮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1073-1082,共10页
为了得到流向/周向曲率对双层壁隔热屏冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室尾部圆转方双层壁隔热屏弯曲型面的工况条件,建立了两组共6种不同流向曲率半径和5种不同周向曲率半径的双层壁隔热屏冷却模型,采用三维流热耦合数值模拟方法对流... 为了得到流向/周向曲率对双层壁隔热屏冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室尾部圆转方双层壁隔热屏弯曲型面的工况条件,建立了两组共6种不同流向曲率半径和5种不同周向曲率半径的双层壁隔热屏冷却模型,采用三维流热耦合数值模拟方法对流向和周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响进行了研究,得到了双层壁隔热屏气膜冷却表面的综合冷却效果、冲击靶面的Nusselt数Nu、气膜冷却表面的单位面积冷却气量等的变化规律。结果表明,随着正流向曲率半径的增大,综合冷却效果先增大后减小,变化幅度达3.18%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量增大,增大幅度达9.78%;随着负流向曲率半径的增大,综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为6.56%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量减小,减小幅度达15.82%;随周向曲率半径的增大,气膜冷却表面的综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为1.04%,冲击靶面Nu减小,单位面积冷却气量减小,减小幅度为3.48%;相比于周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响程度,正流向曲率半径的影响程度为3倍左右,负流向曲率半径的影响程度为6倍左右。相比于周向曲率半径,流向曲率半径的变化对双层壁隔热屏冷却性能的影响更强烈。 展开更多
关键词 曲率半径 双层壁隔热屏 加力燃烧室 冷却效果 冷却气量
加力燃烧室典型结构件流阻特性研究 预览
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作者 朱赟 张哲衡 +2 位作者 解亮 王靖宇 吴云 《航空发动机》 北大核心 2019年第6期46-50,共5页
为研究发动机加力燃烧室典型结构件在空气流场中的流阻特性,对不同种类试验件进行试验,分析了不同速度系数下的流场压力分布,获得了加力燃烧室典型杆件流阻系数的变化范围和速度系数对流场均匀性的影响规律。为减小杆件产生的流阻损失,... 为研究发动机加力燃烧室典型结构件在空气流场中的流阻特性,对不同种类试验件进行试验,分析了不同速度系数下的流场压力分布,获得了加力燃烧室典型杆件流阻系数的变化范围和速度系数对流场均匀性的影响规律。为减小杆件产生的流阻损失,优先选用单杆、光滑、堵塞比小的杆件。利用Fluent软件对流体流过试验件的过程进行数值模拟,结果表明:数值计算结果与试验结果得到的流阻系数相对误差在2%以内。 展开更多
关键词 流阻特性 流阻系数 雷诺数 堵塞比 加力燃烧室 航空发动机
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高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解 预览
6
作者 邓爱明 王中豪 +3 位作者 张军华 胡斌 赵庆军 黄勇 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第5期53-57,共5页
为加强加力燃烧室技术方案论证,明确加力燃烧室研究内容,提出了加力燃烧室技术的综合评价指标。采用敏感度分析方法定量分析了加力燃烧室工作参数对发动机性能的影响。建立了加力燃烧室三个阶段的技术指标体系,给出了高性能经济可承受... 为加强加力燃烧室技术方案论证,明确加力燃烧室研究内容,提出了加力燃烧室技术的综合评价指标。采用敏感度分析方法定量分析了加力燃烧室工作参数对发动机性能的影响。建立了加力燃烧室三个阶段的技术指标体系,给出了高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解图,明确了加力燃烧室研发面临的技术挑战及需要的方法。研究结果可用于指导加力燃烧室技术方案论证,以增强专项计划组织效率,规范项目管理工作。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 评价指标 项目管理 GOTChA VAATE 涡轮基组合循环
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美苏第二代战斗机用发动机结构设计对比
7
作者 陳光 《航空动力》 2019年第1期37-40,共4页
20世纪50年代,美苏两国均发展了大批军用飞机,包括战斗机、轰炸机、军用运输机与侦察机等,相应的发动机型别也较多。通过比较分析其典型结构设计,可以大致判断出美苏第二代战斗机发动机的不同特点。
关键词 战斗机 压气机级 中介轴承 涡轮机匣 发动机 增压比 加力燃烧室 可调尾喷管 低压涡轮 滚棒轴承 压气机转子 高压转子 叶片锁 燃气温度 第二代
涡轮级间燃油雾化特性数值研究
8
作者 王于蓝 穆勇 +2 位作者 卢海涛 杨金虎 徐纲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期825-834,共10页
为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织,以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象,采用经过试验验证的数值模拟方法,对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下,考察了燃油... 为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织,以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象,采用经过试验验证的数值模拟方法,对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下,考察了燃油在静子流道的展向、周向和轴向不同喷入位置的运动轨迹、粒径分布和涡轮出口气态燃油浓度分布。研究结果表明,喷雾位置和来流总温对燃油雾化特性都存在影响,具体表现在:(1)不同展向位置的燃油雾化特性相似;(2)吸力面燃油雾化质量优于压力面;(3)在喉道附近的燃油雾化质量优于叶片前缘和尾缘;(4)在雾化过程中的不同时段,液滴数量的变化是破碎与蒸发的竞争机制影响的结果;(5)提高来流总温可以提高雾化质量。另外,涡轮内非均匀流场中各位置温度与速度对燃油雾化蒸发影响的比重不同,在同一来流总温条件下,速度对燃油雾化的影响大于温度。 展开更多
关键词 煤油 雾化 加力燃烧室 数值模拟
高冷气温度下横向波纹隔热屏气膜冷却特性研究
9
作者 曾文明 谭晓茗 +2 位作者 张靖周 王健 邓远灏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期866-875,共10页
通过三维数值模拟的方法分别研究了高冷气温度下吹风比、开孔率以及孔排布等气动参数和结构参数对加力燃烧室横向波纹隔热屏气膜冷却效率和流动特性的影响规律。结果表明:吹风比改变时相同流向截面处波峰的温度总是高于波谷的温度,且壁... 通过三维数值模拟的方法分别研究了高冷气温度下吹风比、开孔率以及孔排布等气动参数和结构参数对加力燃烧室横向波纹隔热屏气膜冷却效率和流动特性的影响规律。结果表明:吹风比改变时相同流向截面处波峰的温度总是高于波谷的温度,且壁面上温度呈现'锯齿状';随着吹风比的增加,隔热屏壁面冷却效率提高,在吹风比M=2.0时冷却效率达到最大值;当吹风比M≥1.5,气膜冷却效率逐渐递增,最后趋于平缓,且吹风比越大趋于平缓的流向间距越短;单位面积冷却流量相同时,气膜孔开孔率?=3.14%对隔热屏壁面的冷却效率最高,其次开孔率为?=2.18%;当单位面积冷却流量Gf≥3.990kg/(m~2·s)时,开孔率?=1.60%比开孔率?=4.90%时对隔热屏壁面的冷却效率高;相同单位面积冷却流量时,气膜孔流向间距增加,展向孔间距减小,气膜叠加效应积聚在壁面处形成有效的气膜层,使得冷却效率趋于一定值对应的流向间距短,气膜孔排布为展向间距p=4mm,流向间距s=6.25mm较其它气膜孔排布冷却效率要高。 展开更多
关键词 加力燃烧室 高冷气温度 横向波纹隔热屏 气膜冷却 冷却效率
进口速度畸变以及涵道比对波瓣混合器性能影响的试验研究
10
作者 蔡明权 黄晓锋 +2 位作者 邓恺 黄义勇 徐华胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期307-314,共8页
为了研究不同进口速度畸变以及涵道比对波瓣混合器性能的影响规律,以带进口畸变孔板的双涵道全环轴对称加力模型试验件为研究对象,采用五孔探针配合三维位移机构测量了不同涵道比下波瓣混合器后的三维流场。试验研究表明:随着波瓣混合... 为了研究不同进口速度畸变以及涵道比对波瓣混合器性能的影响规律,以带进口畸变孔板的双涵道全环轴对称加力模型试验件为研究对象,采用五孔探针配合三维位移机构测量了不同涵道比下波瓣混合器后的三维流场。试验研究表明:随着波瓣混合器出口距离的增加,内外涵掺混速度先升高后降低,总压恢复系数逐渐降低,混合效率和推力增益逐渐升高;随着混合器涵道比的增加,流向涡及低温区域范围增大,混合均匀性下降,混合效率和总压恢复系数均降低;进口畸变峰值在上方时,气流加速掺混对推力增益有益,总压恢复系数更高,小涵道比混合效率更高;进口畸变峰值在下方时,扩压段壁面静压和中心锥锥体静压均较高。 展开更多
关键词 加力燃烧室 波瓣混合器 进口速度畸变 涵道比 试验
一种一体化加力燃烧室的数值模拟
11
作者 尹成茗 张荣春 +2 位作者 樊未军 石强 覃文隆 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2018年第2期470-476,共7页
为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流... 为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%~93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。 展开更多
关键词 加力燃烧室 一体化 火焰稳定器 截尾支板 凹腔
接力喷嘴不同径向高度和方位角对加力燃烧室热射流点火性能的影响 预览
12
作者 周开福 李宁 张琪 《航空发动机》 北大核心 2018年第6期44-49,共6页
为了研究不同热射流点火状态下的燃烧性能, 针对采用波瓣混合器的某型航空发动机加力燃烧室, 基于 N-S 方程建立了3维数值计算模型, 得到了接力喷嘴径向高度和方位角对加力燃烧室流场、 燃烧特性和流阻特性的影响规律.结果表明: 随着... 为了研究不同热射流点火状态下的燃烧性能, 针对采用波瓣混合器的某型航空发动机加力燃烧室, 基于 N-S 方程建立了3维数值计算模型, 得到了接力喷嘴径向高度和方位角对加力燃烧室流场、 燃烧特性和流阻特性的影响规律.结果表明: 随着径向高度增加, 热射流火焰传播距离逐渐减小, 传播到稳定器下游区域从内涵逐渐向外涵移动, 且稳定器壁面高温分布区域逐渐减小; 随着方位角增大, 热射流火焰径向穿透深度逐渐增大, 且稳定器壁面高温区域逐渐减小, 在方位角 琢=0毅和 琢=5毅时稳定器壁温最高, 为1450K 左右; 在加力燃烧室出口截面上, 径向高度和方位角对无量纲总压影响不大, 整体小于0.005. 展开更多
关键词 燃烧特性 热射流点火 径向高度 方位角 无量纲总压 波瓣混合器 加力燃烧室 航空发动机
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凹腔支板火焰稳定器冷态流场对点火特性影响规律的数值模拟分析 预览
13
作者 黄夏 王慧汝 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2018年第5期11-16,62共7页
采用数值模拟方法,针对一种用于加力燃烧室中的一体化凹腔支板火焰稳定器的冷态流场进行研究。将冷态数值模拟结果与相应进气条件下的凹腔支板火焰稳定器点火实验结果进行对比,得到影响点火成功的关键参数及其影响规律。研究发现,点火... 采用数值模拟方法,针对一种用于加力燃烧室中的一体化凹腔支板火焰稳定器的冷态流场进行研究。将冷态数值模拟结果与相应进气条件下的凹腔支板火焰稳定器点火实验结果进行对比,得到影响点火成功的关键参数及其影响规律。研究发现,点火成功率随着火焰稳定器内部空腔中的冷却空气进口压力及来流马赫数的减小而提高,该火焰稳定器能成功点火的冷却空气进口总压为0.03MPa。点火成功后,可适当提高冷却空气进口压力至一定值,以改善雾化,提高燃烧效率,同时也能保证火焰不被吹熄。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 凹腔支板火焰稳定器 数值模拟 点火
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苏-57战斗机 预览
14
作者 子喻(绘画) 《百科探秘:航空航天》 2018年第10期14-15,共2页
苏-57战斗机(设计代号:T-50)是俄罗斯在“未来战术空军战斗复合体”(PAKFA)计划下开发、生产的高性能多用途单座双发隐形重型战斗机。苏-57战斗机的超音速巡航速度可达每小时1450千米,最高时速可达2600千米,能实现飞行性能和隐... 苏-57战斗机(设计代号:T-50)是俄罗斯在“未来战术空军战斗复合体”(PAKFA)计划下开发、生产的高性能多用途单座双发隐形重型战斗机。苏-57战斗机的超音速巡航速度可达每小时1450千米,最高时速可达2600千米,能实现飞行性能和隐身性能的良好结合,且能在不借助加力燃烧室的条件下保持高速飞行。 展开更多
关键词 战斗机 隐身性能 加力燃烧室 巡航速度 最高时速 飞行性能 高速飞行 复合体
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多传感器数据融合方法在加力燃烧室试验中的应用研究 预览
15
作者 王日先 王宏宇 +2 位作者 孙永飞 张天一 张鹏淼 《航空发动机》 2017年第4期85-89,共5页
在航空发动机加力燃烧室试验中,为实现同一截面真实气流状态参数的多传感器精确测量,提出了1种多传感器数据融合方法。该方法运用格拉布斯准则剔除多传感器测量数据中的无效数据,运用方差自适应加权融合方法对有效数据进行融合计算... 在航空发动机加力燃烧室试验中,为实现同一截面真实气流状态参数的多传感器精确测量,提出了1种多传感器数据融合方法。该方法运用格拉布斯准则剔除多传感器测量数据中的无效数据,运用方差自适应加权融合方法对有效数据进行融合计算并获取真实参数,并分别利用算术平均值方法和自适应加权融合方法对试验数据进行处理分析。结果表明:通过多传感器融合方法获取的数据均方差明显优于算术平均值方法获取的方差,具有更高的测试精度和可靠性。 展开更多
关键词 多传感器 数据融合 加力燃烧室 试验测试 航空发动机
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加力内锥的气膜冷却特性研究 预览
16
作者 王昌胜 李锋 +3 位作者 熊溢威 赵凯 杨宏宇 周韬 《国际航空航天科学》 2017年第1期17-26,共10页
为了满足新一代加力燃烧室进口温度的上升需求,有必要对内锥进行气膜冷却以降低其红外辐射。本文主要以试验和数值模拟相结合的方法,研究内锥的气膜冷却特性,找出中心锥的热点。结果表明:未冷却条件下,支板前缘和尾缘附近,内锥壁温较高;... 为了满足新一代加力燃烧室进口温度的上升需求,有必要对内锥进行气膜冷却以降低其红外辐射。本文主要以试验和数值模拟相结合的方法,研究内锥的气膜冷却特性,找出中心锥的热点。结果表明:未冷却条件下,支板前缘和尾缘附近,内锥壁温较高;在5%冷气条件下,由于内锥前段冷却气膜覆盖不均匀,冷却效果较差,而内锥尖部由于回流区的影响,部分冷却气膜被吹离壁面,冷却效果一般。而且冷气和燃气密度比越大,冷气更容易贴壁面形成冷却气膜,冷却效率越高。 展开更多
关键词 冷却效率 气膜冷却 内锥 密度比 加力燃烧室
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带凹腔的支板火焰稳定器三维大涡模拟 被引量:1
17
作者 邹咪 金捷 王旭东 《航空动力学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第3期607-613,共7页
为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频... 为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频率的最大相对误差为9.4%;支板尾部截面流向时均速度的最大相对误差为7.7%.表明数值模拟方法和边界条件设置的正确性和可信度.又对支板的三维流场进行分析:速度越大,支板尾涡的尺寸和强度越大;支板流场存在明显的三维效应,并且随着速度变大,三维效应越明显. 展开更多
关键词 加力燃烧室 支板 凹腔 大涡模拟 尾涡 三维效应
直射式喷嘴流动特性的数值和试验研究 预览 被引量:1
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作者 熊溢威 李锋 +3 位作者 高伟伟 罗卫东 赵凯 王昌盛 《航空发动机》 2016年第6期68-75,共8页
加力燃烧室喷油杆多采用直射式喷嘴,为进一步分析影响喷油杆通流能力的因素以及喷嘴内部燃油空化的问题,进行了数值和试验研究。选取了Schnerr-Sauer、Singhal及Zwart-Gerber-Belamri三种空化模型进行比较后,采用Schnerr-Sauer空化模型... 加力燃烧室喷油杆多采用直射式喷嘴,为进一步分析影响喷油杆通流能力的因素以及喷嘴内部燃油空化的问题,进行了数值和试验研究。选取了Schnerr-Sauer、Singhal及Zwart-Gerber-Belamri三种空化模型进行比较后,采用Schnerr-Sauer空化模型进行计算,对喷嘴的流量系数、空化区域以及空化源进行了数值模拟,对2种典型直射式喷嘴进行了试验分析。结果表明:喷孔长径比、开孔位置对流量系数影响较大,喷孔前加过渡段能够起到一定的稳流、消除空化的作用,在喷孔大锐角入口处形成明显的空化源,空化体积分数随压力、壁厚和入口段变化,进一步计算发现当进口倒角为30°~45°或者圆角,倒角比W/D=0.2左右时能有效抑制燃油空化。 展开更多
关键词 直射式喷嘴 加力燃烧室 流量系数 空化 喷油杆 航空发动机
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战斗机超音速巡航的战术价值 被引量:1
19
作者 中秋 《兵器知识》 2016年第1期34-37,共4页
巡航一词最早源于舰只,指用较经济的速度长时间稳定运动的状态。飞机相比舰船有明显变化的飞行速度、飞行状态和飞行过程,但飞行巡航仍指用稳定速度进行经济的长距离运动的状态,超音速巡航则是针对飞行速度划定的参数标准。超音速飞行... 巡航一词最早源于舰只,指用较经济的速度长时间稳定运动的状态。飞机相比舰船有明显变化的飞行速度、飞行状态和飞行过程,但飞行巡航仍指用稳定速度进行经济的长距离运动的状态,超音速巡航则是针对飞行速度划定的参数标准。超音速飞行与飞机的阻力和动力性能有直接关系,尤其是对动力布局限制较大的战术飞机,超音速在很长时间里均与加力燃烧室相关。启动发动机加力这种非正常工作状态, 展开更多
关键词 超音速巡航 加力燃烧室 动力性能 正常工作状态 发动机加力 飞行速度 雷达制导 气动控制 飞行性能 可用过载
紧凑喷射下钝体回流区内当量比影响因素数值研究 预览
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作者 曹宗华 谢建光 +1 位作者 李锋 林建府 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第4期22-26,共5页
针对先进加力燃烧室火焰稳定器采用的紧凑喷射模式,以包含一个钝体稳定器的矩形模型件为研究对象,数值研究了加力条件下来流温度和速度以及喷口直径、喷射距离、钝体宽度对钝体稳定器后回流区局部当量比的影响。结果表明:提高来流温... 针对先进加力燃烧室火焰稳定器采用的紧凑喷射模式,以包含一个钝体稳定器的矩形模型件为研究对象,数值研究了加力条件下来流温度和速度以及喷口直径、喷射距离、钝体宽度对钝体稳定器后回流区局部当量比的影响。结果表明:提高来流温度、速度,扩大喷口直径,增加喷射距离或槽宽,都会增大钝体回流区内的当量比。最后,利用获得的数据建立了简单拟合函数,以预估紧凑喷射模式下回流区内的局部当量比。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 火焰稳定器 紧凑喷射 局部当量比 数值计算
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