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串联TBCC可调喷管气膜冷却数值模拟
被引量:
1
1
作者
赵琳
徐惊雷
+2 位作者
裘云
赵磊
郭孝顺
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第10期2454-2463,共10页
针对在宽飞行马赫数范围内工作的某串联TBCC可调喷管较高的进口总温易引起壁面材料烧蚀的问题,提出一种适用于飞行包线内不同飞行马赫数且对喷管热防护有明显作用的气膜冷却方案,并基于CFD的方法模拟了不同飞行马赫数的冷却效果.研究表...
针对在宽飞行马赫数范围内工作的某串联TBCC可调喷管较高的进口总温易引起壁面材料烧蚀的问题,提出一种适用于飞行包线内不同飞行马赫数且对喷管热防护有明显作用的气膜冷却方案,并基于CFD的方法模拟了不同飞行马赫数的冷却效果.研究表明开设二元缝槽将比开设环形缝槽对附近流场状况产生更明显的影响.采用气膜冷却方案后,喷管壁面平均温度较未经气膜冷却时有超过1 000K的明显下降.壁面二元缝槽下游中心线上的气膜冷却绝热效率在多数飞行马赫数下可达0.9以上.缝槽下游温度在展向上多呈对称分布,向下游发展时温度均匀性逐渐降低.
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关键词
串联tbcc
几何可调
气膜冷却
气膜冷却绝热效率
飞行包线
原文传递
串联式TBCC后涵道引射器设计
被引量:
1
2
作者
谢健
李中龙
+2 位作者
李丹
黄维娜
曾军
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020年第1期12-18,53,共8页
对串联式TBCC发动机后涵道引射器开展了气动流道设计及模型试验研究,并通过数值计算与模型试验结果对比确定了后涵道引射器的性能特性。研究结果表明,背压降低,涵道比增大,总压恢复系数降低;内外涵总压比增大,涵道比和总压恢复系数呈降...
对串联式TBCC发动机后涵道引射器开展了气动流道设计及模型试验研究,并通过数值计算与模型试验结果对比确定了后涵道引射器的性能特性。研究结果表明,背压降低,涵道比增大,总压恢复系数降低;内外涵总压比增大,涵道比和总压恢复系数呈降低趋势,总体匹配应避免内外涵压比过大;开度对涵道比有明显影响(开度越大,涵道比越大),但对总压恢复系数影响较小。后涵道引射器方案可以实现涵道比0.2以上、总压恢复系数不低于0.95,在满足此性能要求下调节机构应实现最大开度不小于10.0 mm。
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关键词
航空发动机
串联
式
tbcc
后涵道引射器
涵道比
内外涵总压比
开度
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职称材料
串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析
被引量:
5
3
作者
刘君
袁化成
葛宁
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第12期3675-3684,共10页
为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟...
为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。
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关键词
吸气式高超声速推进系统
涡轮基组合循环(
tbcc
)
串联
式
tbcc
进气道
模态转换模拟器
风洞试验
原文传递
题名
串联TBCC可调喷管气膜冷却数值模拟
被引量:
1
1
作者
赵琳
徐惊雷
裘云
赵磊
郭孝顺
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国航天科工集团公司第三研究院三十一所
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第10期2454-2463,共10页
文摘
针对在宽飞行马赫数范围内工作的某串联TBCC可调喷管较高的进口总温易引起壁面材料烧蚀的问题,提出一种适用于飞行包线内不同飞行马赫数且对喷管热防护有明显作用的气膜冷却方案,并基于CFD的方法模拟了不同飞行马赫数的冷却效果.研究表明开设二元缝槽将比开设环形缝槽对附近流场状况产生更明显的影响.采用气膜冷却方案后,喷管壁面平均温度较未经气膜冷却时有超过1 000K的明显下降.壁面二元缝槽下游中心线上的气膜冷却绝热效率在多数飞行马赫数下可达0.9以上.缝槽下游温度在展向上多呈对称分布,向下游发展时温度均匀性逐渐降低.
关键词
串联tbcc
几何可调
气膜冷却
气膜冷却绝热效率
飞行包线
Keywords
tandem
tbcc
geometry adjustable
film-cooling
film-cooling adiabatic efficiency
flight envelope
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
串联式TBCC后涵道引射器设计
被引量:
1
2
作者
谢健
李中龙
李丹
黄维娜
曾军
机构
中国航发四川燃气涡轮研究院
出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020年第1期12-18,53,共8页
文摘
对串联式TBCC发动机后涵道引射器开展了气动流道设计及模型试验研究,并通过数值计算与模型试验结果对比确定了后涵道引射器的性能特性。研究结果表明,背压降低,涵道比增大,总压恢复系数降低;内外涵总压比增大,涵道比和总压恢复系数呈降低趋势,总体匹配应避免内外涵压比过大;开度对涵道比有明显影响(开度越大,涵道比越大),但对总压恢复系数影响较小。后涵道引射器方案可以实现涵道比0.2以上、总压恢复系数不低于0.95,在满足此性能要求下调节机构应实现最大开度不小于10.0 mm。
关键词
航空发动机
串联
式
tbcc
后涵道引射器
涵道比
内外涵总压比
开度
Keywords
aero-engine
tandem
tbcc
rear bypass injector
bypass ratio
total pressure ratio of internal and external bypass duct
open degree
分类号
V236 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析
被引量:
5
3
作者
刘君
袁化成
葛宁
机构
南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室
出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第12期3675-3684,共10页
基金
航空科学基金(2015ZB52016)
中央高校基本科研业务费(NS2015025)~~
文摘
为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。
关键词
吸气式高超声速推进系统
涡轮基组合循环(
tbcc
)
串联
式
tbcc
进气道
模态转换模拟器
风洞试验
Keywords
airbreathing hypersonic propulsion system
turbine based combined cycle(
tbcc
)
tandem type
tbcc
inlet
mode transition simulator
wind tunnel test
分类号
V236 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
串联TBCC可调喷管气膜冷却数值模拟
赵琳
徐惊雷
裘云
赵磊
郭孝顺
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016
1
原文传递
2
串联式TBCC后涵道引射器设计
谢健
李中龙
李丹
黄维娜
曾军
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020
1
下载PDF
职称材料
3
串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析
刘君
袁化成
葛宁
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016
5
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