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攻角动态变化的侧压式进气道风洞实验 认领 被引量:6
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作者 郭斌 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期共5页
在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变... 在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变化过程中,在5.4°时又恢复了起动.另外,随着攻角的增加,流量系数在起动状态下缓慢减小,在不起动状态下急剧减小.实验中还进行了攻角0°→4°→0°的动态连续吹风实验,进气道全程都处于起动状态. 展开更多
关键词 侧压式进气道 攻角可调 风洞实验
出/入口面积相等的收缩-扩张孔气膜冷却特性 认领 被引量:2
2
作者 刘存良 朱惠人 +1 位作者 白江涛 许都纯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期共7页
采用一种可进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了一种出口面积与入口面积相等的收缩扩张形孔的气膜冷却特性,研究了动量比(0.5,1,2,4)的影响,并与传统的出口面积小于入口面积的收缩扩张形孔的气膜冷却特性进行了对比。结果表明:收缩... 采用一种可进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了一种出口面积与入口面积相等的收缩扩张形孔的气膜冷却特性,研究了动量比(0.5,1,2,4)的影响,并与传统的出口面积小于入口面积的收缩扩张形孔的气膜冷却特性进行了对比。结果表明:收缩扩张形孔射流均完全覆盖了孔下游壁面,射流的交汇以及对涡结构使得孔中心线附近区域的冷却效率较低,而孔间区域的冷却效率较高。在上游区域,孔间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域的较高,而在下游区域,对涡结构又使得孔间区域的换热系数比相对较低。出口-入口面积比不同的两种收缩扩张形孔的冷却效率分布规律和换热系数比分布规律都比较相似,但出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的冷却效率以及上游区域的换热系数比的数值都相对较低。而且出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的流量系数明显高于出口-入口面积比小于1的收缩扩张形孔。 展开更多
关键词 气膜冷却 收缩扩张形孔 瞬态测量 冷却效率 换热系数 流量系数
非线性挤压油膜阻尼器-转子系统周期解的分叉及稳定性分析 认领 被引量:7
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作者 焦映厚 陈照波 +1 位作者 夏松波 黄文虎 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2004年第7期 879-882,共4页
应用油膜力数据库方法获得非线性油膜力,采用非线性动力系统的稳定性及分叉理论对非线性挤压油膜阻尼器-转子系统非线性动力特性、非协调运动及周期解分叉的稳定性进行了分析.揭示了SFD-转子系统在特定参数范围内存在系统亚谐波、概周... 应用油膜力数据库方法获得非线性油膜力,采用非线性动力系统的稳定性及分叉理论对非线性挤压油膜阻尼器-转子系统非线性动力特性、非协调运动及周期解分叉的稳定性进行了分析.揭示了SFD-转子系统在特定参数范围内存在系统亚谐波、概周期和混沌等非协调运动,及从同步周期运动分叉发生一系列倍周期运动、最后导致转子-轴承系统混沌运动的过程.数值计算得到了SFD-转子系统发生周期解分叉时的分叉点、分叉图及周期解分叉而失稳的3种情况:即鞍结分叉、Hopf分叉及倍周期分叉.最后采用Floquet理论对SFD-转子系统的稳定性进行了分析.研究结果为实际SFD-转子系统的设计和研究提供了理论依据. 展开更多
关键词 挤压油膜阻尼器 动力特性 油膜力 教据库
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低展弦比涡轮静叶栅叶片正弯曲作用的试验研究 认领 被引量:4
4
作者 陈海生 谭春青 +1 位作者 Yamamoto Atsumasa 梁锡智 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期 65-70,76,共7页
对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研究.测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流... 对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研究.测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流角的影响.结果表明:对该叶型叶栅,叶片正弯曲既不能大幅度降低叶栅二次流损失,也不能改善叶栅出口气流角沿叶高的分布:叶栅出口二次流动、尾缘涡及壁角涡随叶片正弯曲角的增大而增强,而通道涡强度和位置变化不大;该研究结果同以往有关文献的研究结果完全不同. 展开更多
关键词 涡轮 静叶栅 弯曲叶片 试验 流场
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基于灰色理论的航空发动机可靠性指标评估方法 认领 被引量:7
5
作者 王大伟 王伟 冯振宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第7期874-881,共8页
以层次分析理论为基础,采用二次分布和灰色理论综合评估方法,建立了航空发动机可靠性指标评估模型。将发动机可靠性指标分为总体级、危害度级、故障模式三个层次,故障模式级的数据融合采用二次分布和加权平均的方法,危害度级的数据融合... 以层次分析理论为基础,采用二次分布和灰色理论综合评估方法,建立了航空发动机可靠性指标评估模型。将发动机可靠性指标分为总体级、危害度级、故障模式三个层次,故障模式级的数据融合采用二次分布和加权平均的方法,危害度级的数据融合采用层次分析-灰色理论综合评估方法,将航空发动机可靠性指标分散描述成属于不同灰类的向量,将评估灰类向量进行单值化处理得到发动机总体可靠性指标,实现了发动机可靠性指标从故障模式级到危害度级再到总体指标的逐步融合。对某型涡扇发动机应用表明,基于层次分析-灰色理论的评估模型应用范围广泛,对数据的分布类型不予限制,评估结构清晰,分层次反映了发动机的可靠性状态。 展开更多
关键词 航空发动机 可靠性评估 灰色理论 数据融合
基于遗传算法的航空发动机转子动平衡优化计算 认领 被引量:2
6
作者 解梦涛 文敏 +1 位作者 陶冶 张强 《现代机械》 2017年第3期19-22,共4页
为实现航空发动机装机状态下转子动平衡功能,利用影响系数配平法结合遗传算法建立转子动平衡优化算法,该算法可用于计算真实航空发动机转子动平衡方案。通过发动机低压转子单面配平试验数据验证所建立动平衡优化算法的有效性;最终,利用... 为实现航空发动机装机状态下转子动平衡功能,利用影响系数配平法结合遗传算法建立转子动平衡优化算法,该算法可用于计算真实航空发动机转子动平衡方案。通过发动机低压转子单面配平试验数据验证所建立动平衡优化算法的有效性;最终,利用该算法进行航空发动机转子动平衡方案计算,结果显示,单次配平可将发动机各测点在各转速下的最大振动值降低55.3%,表明其工程应用中的有效性。该算法可利用航线飞行中记录的发动机振动数据进行低压转子动平衡,使低压转子振动始终维持在较小水平,对提高发动机可靠性及使用寿命具有重要意义。 展开更多
关键词 航空发动机 动平衡 影响系数 遗传算法 优化计算
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高速柔性转子支承松动力学特征及动力特性 认领 被引量:7
7
作者 于欢 马艳红 +1 位作者 肖森 洪杰 《北京航空航天大学学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第8期1677-1683,共7页
针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子... 针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时,受支承刚度阶跃影响,支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性,采用优化支承位置和支承刚度的方法,使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感,为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。 展开更多
关键词 柔性转子 支承松动 力学特征 动力特性 优化设计
吸力面波系分布对风扇激波噪声的影响 认领
8
作者 葛健 柳阳威 +2 位作者 周振华 陆利蓬 孙晓峰 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2389-2397,共9页
数值探究了前缘和吸力面的形状对风扇激波噪声的影响,分析讨论了吸力面上膨胀波和压缩波与前伸激波的干涉对激波噪声的影响机理,提出了降低风扇激波噪声的前缘和吸力面改型方法,分别在一个二维超声叶型和一个三维跨声转子上进行实验。... 数值探究了前缘和吸力面的形状对风扇激波噪声的影响,分析讨论了吸力面上膨胀波和压缩波与前伸激波的干涉对激波噪声的影响机理,提出了降低风扇激波噪声的前缘和吸力面改型方法,分别在一个二维超声叶型和一个三维跨声转子上进行实验。结果表明优化后的前缘和吸力面形状可有效减弱吸力峰的强度,消除气流在前缘附近的过膨胀和再压缩过程,改善吸力面的波系分布,可降低二维超声叶型的激波噪声约3 dB,降低三维跨声转子的激波噪声约1.5 dB。 展开更多
关键词 激波噪声 前缘 叶型优化 吸力峰
涡桨发动机高速转子临界转速调整措施分析 认领 被引量:3
9
作者 邓旺群 范潘潘 +2 位作者 袁胜 何萍 夏锟 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第5期21-24,62共5页
针对支承刚度、轮盘质量、低压轴壁厚对涡桨发动机低压模拟转子临界转速的影响开展研究,为临界转速的调整试验提供理论依据。采用有限元方法建立了低压模拟转子的计算模型,在不同支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚下,利用SAMCEF/ROTOR... 针对支承刚度、轮盘质量、低压轴壁厚对涡桨发动机低压模拟转子临界转速的影响开展研究,为临界转速的调整试验提供理论依据。采用有限元方法建立了低压模拟转子的计算模型,在不同支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚下,利用SAMCEF/ROTOR分析软件对转子前三阶临界转速进行了系统计算,揭示了转子前三阶临界转速随支承刚度、轮盘质量和低压轴壁厚的变化规律,并提出了相应的调整措施,具有工程应用价值。 展开更多
关键词 航空发动机 转子动力学 低压模拟转子 有限元法 临界转速 变化规律 调整措施
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基于脉动压力变化率的航空发动机喘振检测方法 认领 被引量:1
10
作者 雷杰 房剑锋 雷晓波 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第2期1-6,共6页
根据发动机发生喘振故障时气流脉动压力会急剧变化这一特征,通过测量和计算压气机出口脉动压力变化率实时检测喘振的发生。对动态压力信号进行预处理以提取特定频段内的脉动压力,计算固定周期内脉动压力变化率;依据发动机整机地面试验... 根据发动机发生喘振故障时气流脉动压力会急剧变化这一特征,通过测量和计算压气机出口脉动压力变化率实时检测喘振的发生。对动态压力信号进行预处理以提取特定频段内的脉动压力,计算固定周期内脉动压力变化率;依据发动机整机地面试验结果设定喘振检测阈值及判据,判断脉动压力变化率是否满足判据来实现喘振检测。利用该方法成功检测出发动机飞行试验中的两次喘振故障。分析得出:发动机未发生喘振时,地面试验和飞行试验脉动压力变化率差异很小;发生喘振时,脉动压力变化率绝对值急剧增大;发动机在稳态和瞬态过程稳定工作时,脉动压力变化率不受发动机工作状态变化的影响。 展开更多
关键词 航空发动机 喘振 压力变化率 特征提取 在线检测 飞行试验
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轴流压气机三维叶片角区失速预测Ⅰ:模型、准则与验证 认领
11
作者 李嘉宾 季路成 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期2785-2796,共12页
角区失速预测始终是轴流压气机设计面临的难题之一,尤其当代先进三维弯掠叶片应用使得在设计阶段准确预测角区失速更加困难。探究问题根源,即便目前最成功的Lei预测模型与准则,虽然其综合考虑了逆压梯度和横向二次流影响,但仍因未考虑... 角区失速预测始终是轴流压气机设计面临的难题之一,尤其当代先进三维弯掠叶片应用使得在设计阶段准确预测角区失速更加困难。探究问题根源,即便目前最成功的Lei预测模型与准则,虽然其综合考虑了逆压梯度和横向二次流影响,但仍因未考虑角区二面角下附面层交汇因素而失效于弯掠叶片角区失速预测。鉴于此,本文采用不同正多边形(包括圆)截面扩张管道计算模型,研究构建了量化表征不同二面角、不同逆压梯度环境下交汇附面层发展状态的Ψ因子,并综合考虑二次流影响建立了预测三维叶片角区失速的DJ因子,然后以NACA65系列叶栅为案例,采用数值模拟方法建立了叶栅性能数据库,据此形成了DJ因子角区分离预测准则。最后,基于国内外公开文献中叶栅、叶片试验结果对DJ准则进行了检验,并分析了DJ因子应用中需要注意的一些问题。 展开更多
关键词 轴流压气机 三维弯掠叶片 角区失速 二面角 预测准则
带中心楔体的三通道驻涡燃烧室数值优化 认领
12
作者 姚婷 刘景源 《弹箭与制导学报》 北大核心 2020年第2期121-125,129,共6页
提出了一种带中间楔体的三通道进气驻涡燃烧室,将正交试验设计与方差分析相结合,取5个几何参数为研究对象,对燃烧室性能进行研究。结果表明,对燃烧效率影响由大到小的因素分别为θ、H2/H1、L2/H1、D/S、L1/H1,其中θ占71.76%,H 2/H 1占2... 提出了一种带中间楔体的三通道进气驻涡燃烧室,将正交试验设计与方差分析相结合,取5个几何参数为研究对象,对燃烧室性能进行研究。结果表明,对燃烧效率影响由大到小的因素分别为θ、H2/H1、L2/H1、D/S、L1/H1,其中θ占71.76%,H 2/H 1占20.13%,其他因素影响较小;对总压损失系数影响由大到小的因素依次为H2/H1、θ、L2/H1、L1/H1、D/S,其中H 2/H 1占53.58%,θ占31.56%,而其他因素影响较小。当θ=75°、D/S=3.5%、L1/H1=1、L2/H1=2.8、H2/H1=0.9时,燃烧效率达到最大值98.75%,此时的总压损失系数为1.58%。 展开更多
关键词 驻涡燃烧室 正交试验设计 方差分析 燃烧效率 总压损失系数 数值模拟
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低雷诺数下跨声速转子流动失稳及周向槽处理机匣扩稳 认领 被引量:1
13
作者 夏钦斌 王如根 +1 位作者 李勇 郭飞飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期340-344,共5页
采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。根据该压气机转子低雷诺数条件下流动失稳的特点,研究了周向槽处理机匣结构对其性能的影... 采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。根据该压气机转子低雷诺数条件下流动失稳的特点,研究了周向槽处理机匣结构对其性能的影响。结果表明,引入处理机匣后,附面层径向涡得到一定程度的抑制,由附面层径向涡所引发的叶顶阻塞区有所减小,提高了压气机转子的失速裕度。 展开更多
关键词 压气机 流动失稳 低雷诺数 机匣处理 附面层径向涡 叶顶间隙流
S弯进气道内流分离数值仿真 认领 被引量:4
14
作者 刘月玲 乔渭阳 许开富 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2010年第10期 29-32,共4页
在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能。由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离... 在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能。由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离散格式采用二阶精度的高精度数值格式,应用基于Rhie和Chow法则的压力-速度耦合算法来求解雷诺平均的N-S方程,对S进气道内部流场进行了数值仿真,主要对S进气道内部流场总性能和流场发展细节进行了研究。数值计算结果反映出了流场的基本物理现象:出口气体畸变和气流分离的发展。同时也说明了所采用的研究方法是可行的,并为S进气道内部气流分离控制奠定了理论基础。 展开更多
关键词 三维流场 总性能 流场细节
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小型航空二冲程风冷发动机缸体流固耦合传热的仿真 认领 被引量:6
15
作者 唐梓杰 丁水汀 杜发荣 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期42-47,共6页
以某小型航空二冲程风冷发动机为研究对象,结合风冷发动机缸体的传热特点和汽油机的燃烧规律并基于流固耦合理论,对风冷发动机缸体传热进行了模拟计算.根据耦合传热理论,将缸体与缸套的导热转化为系统内部边界条件进行简化处理,并将模... 以某小型航空二冲程风冷发动机为研究对象,结合风冷发动机缸体的传热特点和汽油机的燃烧规律并基于流固耦合理论,对风冷发动机缸体传热进行了模拟计算.根据耦合传热理论,将缸体与缸套的导热转化为系统内部边界条件进行简化处理,并将模拟计算的结果与地面试验结果相比较,证明了耦合传热方法在研究缸体热负荷方面的可靠性.在考虑飞行器整个飞行包线下的外界大气环境下,对风冷发动机在整个工作高度范围内缸体的传热仿真进行了模拟计算,为发动机缸体传热的进一步研究开发奠定了基础. 展开更多
关键词 二冲程 风冷发动机 流固耦合 传热 缸体
基于激波控制的流体推力矢量喷管试验 认领 被引量:11
16
作者 王占学 王玉男 +1 位作者 李志杰 辛晓龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期751-756,共6页
以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同... 以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同工况下参数变化规律分析,给出了基于二次流喷射的流体推力矢量喷管的主次流气动参数及几何参数对流体推力矢量喷管流场结构和性能影响的关联关系。从试验和分析结果可以看出,喷管落压比、二次流总压比和二次流喷射角度等喷管的主次流气动几何参数对基于流体推力矢量喷管参数变化有明显的影响。 展开更多
关键词 流体推力矢量 激波控制 矢量角
飞机影响天气 认领
17
作者 约翰·马特森(John Matson) 冯泽君(翻译) 《环球科学》 2011年第10期 11,共1页
看过高空中的飞机的人都知道,飞机飞过后,会留下长长的痕迹,久久不散,这就是航迹云—:一也就是说,飞机可以造云。但在某些罕见条件下,飞机还能造成大洞,就像上图所示的南极洲上空一样.或是在空中的自然云层里形成一条隧道。这... 看过高空中的飞机的人都知道,飞机飞过后,会留下长长的痕迹,久久不散,这就是航迹云—:一也就是说,飞机可以造云。但在某些罕见条件下,飞机还能造成大洞,就像上图所示的南极洲上空一样.或是在空中的自然云层里形成一条隧道。这些现象是由飞机螺旋桨叶片或喷气飞机机翼对气流的强冷却效应引起的。 展开更多
关键词 喷气飞机 天气 南极洲 螺旋桨 空中 机翼
激波控制矢量喷管流动与工作特性研究 认领 被引量:1
18
作者 吴盟 额日其太 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2012年第1期 29-34,8,共7页
利用数值模拟方法,研究了激波控制矢量喷管的流场结构与工作特性,分析了射流流量、外流马赫数及落压比对喷管流动和性能的影响。结果表明:随着射流流量的增大,射流对主流产生的阻碍作用增大,使得注气缝上游的高压分离区增大,上、... 利用数值模拟方法,研究了激波控制矢量喷管的流场结构与工作特性,分析了射流流量、外流马赫数及落压比对喷管流动和性能的影响。结果表明:随着射流流量的增大,射流对主流产生的阻碍作用增大,使得注气缝上游的高压分离区增大,上、下壁面压差增大,矢量角增大;但射流流量过大时,激波会影响下壁面的压力分布,使喷管推力矢量性能降低。外流马赫数增加使喷管出口附近及上壁面注气缝下游壁面的压力降低,因此上、下壁面的压差减小,喷管的推力矢量性能降低。随着落压比的增大,注气缝上游的分离激波位置后移,注气缝下游分离区内的相对压力降低,使上、下壁面的压差减小;另外,喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变时,压差产生的推力增大,喷管的推力矢量件能降低. 展开更多
关键词 激波矢量控制 推力矢量 数值模拟 外流影响
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轴流涡轮基元级动叶稠度特性的数值研究 认领
19
作者 杨杰 乔渭阳 +1 位作者 侯伟涛 魏佐君 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期1288-1296,共9页
利用商用软件数值模拟了5个不同动叶稠度的轴流涡轮基元级的非定常流动情况,以研究动叶稠度对轴流涡轮基元级性能和流动情况的影响.通过对动叶稠度对基元级反力度、叶片进出口气流角、转子和静子中的流场及损失影响情况的考察研究,发现... 利用商用软件数值模拟了5个不同动叶稠度的轴流涡轮基元级的非定常流动情况,以研究动叶稠度对轴流涡轮基元级性能和流动情况的影响.通过对动叶稠度对基元级反力度、叶片进出口气流角、转子和静子中的流场及损失影响情况的考察研究,发现动叶稠度的改变对涡轮基元性能和流动情况的影响与静叶稠度存在重要关系.静叶稠度不变时,动叶稠度的改变通过影响流过涡轮基元级的流量来使基元级的反力度发生变化.当动叶稠度过大时,气流在转子中会过度膨胀加速而产生激波损失及其与附面层干涉形成的流动分离损失.动叶稠度过小时,转子进口会出现极大的正攻角致使动叶吸力面发生大范围的流动分离.静叶稠度一定时,存在一个最佳的动叶稠度,使涡轮基元级呈现最好的性能. 展开更多
关键词 轴流涡轮 动叶 静叶 稠度 反力度 激波 流动分离 损失
乙烯和汽油多循环脉冲爆震发动机起爆特性比较 认领 被引量:1
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作者 程晓军 范育新 +2 位作者 蔡迪 韩启祥 王家骅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第10期2276-2283,共8页
为了研究脉冲爆震发动机(PDE)结构对其工作性能的影响,在内径为40mm、长为1050mm的气动阀式脉冲爆震发动机样机上,进行了气态乙烯/空气和液态汽油/空气的多循环起爆特性试验研究.研究结果表明:在25,30Hz和40Hz下都能在乙烯/空气中... 为了研究脉冲爆震发动机(PDE)结构对其工作性能的影响,在内径为40mm、长为1050mm的气动阀式脉冲爆震发动机样机上,进行了气态乙烯/空气和液态汽油/空气的多循环起爆特性试验研究.研究结果表明:在25,30Hz和40Hz下都能在乙烯/空气中成功触发爆震波,40Hz下产生C-J(Chapman-Jouguet)爆震波,传播速度为1724m/s(低于C-J爆震波速度理论值1832.45m/s的5.6%),峰值压力为3.01MPa(高于C-J爆震波压力理论值2.79 MPa的7.88%).在相同结构下,汽油/空气未能完成由缓燃向爆震转变的过程.通过对比两种燃料下的试验结果发现:相对于气态燃料,液态燃料受其蒸发过程的影响,在爆震管内的火焰加速缓慢,需要更多的强化燃烧装置来加速火焰,带来的总压损失也更大.因此,对于液态燃料改善雾化和蒸发,提高可爆混气的质量是其实现低阻起爆的关键. 展开更多
关键词 缓燃向爆震转变 爆震管 火焰传播速度 压力波速度 爆震波
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