变装药抽气装置喷口面积计算与研究

参考国外喷口面积的计算方法，对喷口射流的动态特性进行了分析和研究，对原公式进行了推导和修正；并用实验求出了修正系数的取值范围，验证了新计算公式的适用性和可靠性．

发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究

为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响,开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后,喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高,发动机主动退出加力,在加力点火成功后增加加力燃油流量时,喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数,提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度,提高了加力接通性能;通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度,加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明:对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力,对于其他涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。

用相关法测量发动机喷口面积

在结合发动机喷口的工作特点的基础上,通过分析自整角机输出信号的特性,提出了一种适用于测量发动机喷口面积的基本方法,并运用相关法建立了相应的数学模型.

轿车热环境模拟及风口面积对乘客舒适性的影响

通过数值计算的方法模拟了车内的速度场和温度场。计算采用SIMPLE算法,紊流采用k-ε模型,考虑了自然对流换热的影响,应用整体求解法计算气固耦合传热问题。用射线追踪法计算太阳热辐射,S2S模型计算固体壁面间的辐射。利用PMV和EHT指标从总体和局部两个方面分析车内舒适程度,并研究了喷口面积对热环境的影响。研究表明,改变喷口面积可以在一定范围内调节车内热舒适性,空调设计时可以利用这一点来提高冷负荷的利用率。

喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响

为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。

冷态轴对称矢量喷管非矢量状态运动学研究

轴对称矢量喷管是一种机械收扩式推力矢量喷管。首先,应用解析几何法对冷态轴对称矢量喷管非矢量状态进行了A8喉道和A9喷口面运动学精确建模。其次,通过构建三维实体、ADAMS与MATLAB数据交换,对模型进行了动态仿真分析,验证了结构设计的合理性以及所建模型用于控制喷口面积的准确性。研究结果表明:喷口面积绝对误差最大值仅为-3.7mm2,相对误差均值为-0.045%,说明所建立的数学模型能为轴对称矢量喷管控制及仿真提供准确的理论依据。

煤屑瓦斯全程扩散规律的实验研究

为深入探讨煤屑瓦斯全程扩散规律,基于传感器及计算机数据采集技术,运用瓦斯流量测定装置,完整测定了煤屑瓦斯在整个解吸期间的扩散过程;利用Matlab曲线拟合工具,对实验数据进行分析,得出了煤屑瓦斯全程扩散规律曲线。研究表明:煤屑瓦斯流量在扩散瞬间达到峰值,此后随时间的延长逐渐衰减,最终无限趋近于0;煤样罐内"死空间"的存在导致峰值出现,其出现时刻与喷口面积有关;在区间(0,t)内,扩散曲线存在一条水平渐近线Qv=0,但少数学者提出的铅直渐近线并不存在。

某燃气发生器地面台架试车性能分析

针对某燃气发生器特点采用工艺喷口模拟动力涡轮流通能力,测取各截面参数,统计分析试验数据结果证明该型机性能达到设计要求。在地面台架试车阶段,对比调整压气机径向间隙、喷口面积变化对燃气发生器各性能参数的影响。为改进部件性能和燃气发生器与动力涡轮配套的整机试车提供试验数据。

水力消排烟机用水轮的正交优化设计

为了提高水力消排烟机用水轮的效率,针对水轮的内流场进行全流道数值模拟,并将模拟结果与试验数据进行对比.采用正交试验方法对水轮的主要几何参数进行优化分析,应用L9(33)正交表,选取喷口面积、喷管直径、喷管长度3个参数为试验因素,以效率为试验指标进行正交优化设计,并选用极差分析法对优化结果进行分析.正交试验结果表明喷管长度对水轮效率的影响程度最显著,喷管直径次之,喷口面积最小.优化所得水轮的喷管长度为389.7 mm,喷管直径为30 mm,喷孔面积为92.57 mm^2.与优化前水轮相比,优化后水轮的喷管长度减小了10%.优化后水轮的效率提高了7.67%,水轮内部流体的速度分布更加均匀,降低了水力消排烟机的运行成本.验证了正交优化设计方法在水轮优化中的可行性.

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。

污水排海扩散器设计方法浅析

本文分析了污水排海扩散器设计计算方法。推导出扩散器控制参量之间简明关系,建议一种简单明了的设计扩散器过程。进行了应用计算。

涡扇发动机加力接通对主机工作稳定性影响的试飞研究

为研究某型小涵道比带加力涡扇发动机加力接通对主机工作稳定性的影响,开展了试飞研究,分析了加力接通过程中出现的低压转子转速超限、风扇失速以及转速和排气温度波动明显等异常现象和原因。分析结果表明:加力接通过程中,加力燃油增加时尾喷口面积过度放大导致低压转子转速突增而超转;尾喷口面积放大不足使得风扇后压力急剧增高而导致风扇失速;加力点火后,尾喷口面积控制规律与加力油量不匹配会导致风扇后压力波动,进而主机参数和尾喷口面积随之波动。本文的研究成果对于涡扇发动机加力接通时出现的主机参数异常的原因分析、故障排除、试飞保障以及型号改进改型都具有重要价值。

航空发动机消喘措施试验验证

为明确燃烧室短时切油、关小压气机可调静子叶片(VSV)角度和放大喷口喉部面积等消喘措施对发动机消喘功能的影响,依托某型变几何混排涡扇发动机制定了试验方案,开展了消喘措施专项验证试验,分别得到了消喘失败和消喘成功时的切油深度、VSV角度瞬时关小量和喷口喉部面积瞬时放大量,并从理论上对试验现象做了解释。结果表明:试验结果与理论分析相一致,证明试验结果是可靠的;试验结果能够为消喘系统的设计提供参考,在设计消喘系统时,消喘措施的具体调整量需通过试验手段确定;适当增大切油深度、增加喷口喉部面积瞬时放大量、增加VSV角度瞬时关小量,有利于发动机消喘;加快VSV和喷口等几何可调特征部件的响应速度,有利于发动机快速退出喘振。

战机系列文章之三——飞机的发动机位置和进、排气口形状

要从照片上识别一种飞机是什么型号,首先得注意它的气动布局,其次可以看它的发动机数量、位置和进气口、喷口形状。发动机位置喷气飞机的发动机可以放在飞机机身内、机翼内、机翼下、机身两侧等。

航空发动机控制

航空发动机控制 航空发动机控制是于飞行包线内．在发动机各个气动、热力和机械设计限制与发动机所有功率范围内，根据外界干扰或油门杆指令．通过控制器改变可控变量（如供油量、尾喷口面积等），以保证被控量（如转速、压力比等）维持在一个常数或按预定规律变化，使发动机安全、可靠、稳定地工作并获得最佳性能。