喷气式发动机的轴向净推力

应用动量原理，通过分析推算阐述了现代喷气发动机的力学方程——轴向净推力公式，使之成为经典物理与现代技术的又一结合点，这实属新的教学尝试。

分排涡扇发动机冲刷阻力对标准净推力影响的数值计算

为了确定分排涡扇发动机短舱、吊挂及内、外涵排气尾流造成的冲刷阻力,明确其对发动机标准净推力的影响,以某分排涡扇发动机为研究对象,选取控制体对发动机内、外部冲刷阻力及安装推力进行受力分析,开展不同飞行状态及不同发动机状态下的数值仿真计算,总结各类冲刷阻力的影响因素及变化趋势,在发动机标准净推力的基础上给出了安装推力的计算结果。结果表明:分排涡扇发动机的冲刷阻力主要来源于被排气尾流浸润的吊挂、内涵喷管外壁面、内涵排气中心锥、外部吊挂及短舱冲刷阻力,各部分冲刷阻力随飞行高度、飞行马赫数及发动机状态变化而变化;在发动机大状态下,冲刷阻力造成的推力损失可达2%~3%;在慢车状态下,冲刷阻力造成的推力损失可达10%以上。

基于综合参数的无加力混排涡扇发动机飞行推力确定方法

针对无加力燃烧室的混排涡扇发动机在飞行推力确定过程中理想推力及理想流量难以明确定义的问题,构建了综合参数模型,模型中换算空气流量及推力分别与发动机及喷管的综合压比具有较强相关性。根据无加力混排涡扇发动机的地面台及高空台试验数据,建立了基于综合参数模型的飞行推力确定方法,并选择不同高度、速度点计算结果与高空台实测推力及流量进行了对比验证。结果表明:发动机进口空气流量误差在3.0%以内,标准净推力误差在5.0%以内。此方法对无加力混排涡扇发动机具有较好的适用性,具有工程应用价值。

超低轨吸气式电推进飞行器维轨关键问题探讨与展望

气动阻力过大导致的轨道快速衰减问题是超低轨飞行器面临的主要挑战,需采用发动机推力进行阻力补偿,而能否产生充足的净推力是超低轨飞行器任务成败的关键.介绍了吸气式电推进飞行器的阻力情况和混合工质离子发动机的推力情况及主要影响要素,提出了有关减少阻力及增加推力的几点建议.基于吸气式电推进飞行器长期维轨及可能的轨道调整需求,建议采取最大净推力及最大推阻比两种构型设计方案.针对空间环境变化带来推力器性能不足的问题,分析了基于蓄电池调节和储气调节这两种方式的优缺点及各自适用范围.就吸气式电推进长期维轨需要的关键技术及涉及的科学问题进行了讨论,并给出了未来研究方向以供参考.

破冰船在冰脊场中的运动响应预报方法

为安全、有效地开发极地资源,降低冰脊对船舶航行性能的影响,研究船舶在冰脊场中的运动响应。通过建立船舶冰阻力计算模型和船舶净推力模型,结合船舶运动方程和冰脊场的概率模型,预测船舶在冰脊场中的航行性能,并分析不同参数对船舶运动响应的影响规律。将采用该方法预测得到的结果与极地破冰船冰池模型试验结果进行对比验证该方法的有效性,结果表明二者能较好地吻合,该方法适合进行净推力和平整冰阻力预报。通过对平整冰厚度和冰脊密度进行敏感性分析发现,冰厚对船舶平均速度的影响显著。

大涵道比涡扇发动机测量参数精度分配

在航空发动机性能试飞中,测量参数传感器型号及精度的选择对于试验结果有着重要的影响。通过对测量参数进行随机误差合成的计算方法和对输出结果参数进行随机误差计算的两种计算机能方法,对某大涵道比涡扇发动机稳态净推力进行误差分析,计算结果表明两种方法均可用于净推力的随机误差分析。基于该结论,在给定净推力精度要求情况下,以等影响原则对各测量参数进行误差分析,计算出该发动机在设计状态下的精度分配结果。虽然计算模型有一定的假设,但该结果可以作为论证测试方案以及改装时的参考,具有一定的工程实用性。

基于动网格的脉冲爆震发动机性能研究

为了获得以工程应用为背景的脉冲爆震发动机(PDE)模型可靠的性能评估方法,应用数值模拟与经验数据相结合的方法计算了某多管旋转阀PDE的性能。结果显示:采用动网格技术可以获得冷态填充过程中发动机的充填系数;结合煤油爆震的数据得到所设计的六管旋转阀PDE的平均净推力为827.8N。该方法融合了CFD计算和试验数据,为今后PDE性能估算提供了很好的参考。

极地船舶层冰阻力及运动响应数值预报

针对极地船舶在层冰中的直航运动,基于非线性有限元方法,考虑船体运动与冰阻力、螺旋桨净推力的实时耦合,建立了船舶与层冰相互作用的数值模型。以某破冰船为研究对象,对其艏部和艉部连续破冰的直航运动进行数值模拟,获得其不同航速下冰阻力时程曲线和在层冰中航行的运动响应,并与模型试验结果进行对比,验证了本数值方法的准确性。

民用飞机设计参考机种之一康维尔990A四发涡轮风扇中程旅客机

概况康维尔990(原名康维尔600,见图1)是根据美国民航公司的特殊要求,于1958年7月30日公布研制计划,由康维尔880发展而来的机型。康维尔990的结构基本上与康维尔880-22M相似,但作了以机翼为主的空气动力改善,机翼面积增加12%,机身延长3.05 m,发动机进行了涡轮风扇化,采用四台通用电气公司的CJ-805-23B涡轮风扇发动机,每台净推力7280 kg。

涡轮级间燃烧压力恢复系数对涡扇发动机的性能影响仿真

为了分析级间燃烧室的压力恢复系数在不同飞行状态下,对中等涵道比带级间燃烧室混合排气涡扇发动机净推力和单位燃油消耗率的影响,基于原未带级间燃烧室发动机的循环参数,增设了级间燃烧,建立了部件级稳态性能计算模型,仿真结果表明了:当涡扇发动机在飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加12.2%;而当飞行高度为5 km,飞行马赫数为1.8,级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时,单位燃油消耗率相对增加20.3%。所用的计算程序在进行模型仿真时,级间燃烧室压力恢复系数基本不变,而在现有的级间燃烧室研究中表明:级间燃烧室压力恢复系数会随着飞行马赫数的增加而变大,当飞行马赫数由0.8变为1.8时,级间燃烧室压力恢复系数会相对增大2%以上,因此对计算结果采用了变级间燃烧室压力恢复系数的视角,研究了其对发动机性能的影响。