本文關(guān)鍵詞：基于GasTurb的進(jìn)氣預(yù)冷卻技術(shù)對(duì)飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響分析

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【摘要】：常規(guī)的航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行馬赫數(shù)一般不超過(guò)3.0,為了拓寬飛行器的飛行范圍,一種行之有效的方法是對(duì)進(jìn)氣道中的來(lái)流空氣進(jìn)行預(yù)冷卻。目前,可行的預(yù)冷卻方案主要包括兩種:一種是采用噴射裝置將冷卻劑直接噴入進(jìn)氣道使之與空氣混合進(jìn)行冷卻,另一種是加裝換熱器,空氣通過(guò)換熱器壁面與冷卻劑進(jìn)行對(duì)流換熱從而得到冷卻。經(jīng)過(guò)預(yù)冷卻之后,來(lái)流空氣溫度降低,密度增加,壓氣機(jī)進(jìn)口溫度上限得到提升,發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍得到大幅提升。本文根據(jù)進(jìn)氣預(yù)冷卻原理,首先以雙軸混合渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,采用水作為冷卻劑,分別建立了噴水和換熱兩種預(yù)冷方案的數(shù)學(xué)模型;然后利用燃?xì)廨啓C(jī)總體性能計(jì)算軟件GasTurb,以渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性的基本特征為參考,在進(jìn)氣滯止溫度不超過(guò)特定的上限的情況下,確定了研究對(duì)象的有效飛行范圍;最后,沿飛行軌跡計(jì)算了發(fā)動(dòng)機(jī)在兩種預(yù)冷方案下的性能參數(shù)。結(jié)果分析表明,相比于無(wú)預(yù)冷措施而言,兩種預(yù)冷方案中發(fā)動(dòng)機(jī)的性能都得到了顯著的提升。同時(shí),比較兩種不同的方法可以發(fā)現(xiàn),換熱預(yù)冷卻方案對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、油耗性能方面的提升效果要好于噴水預(yù)冷方案,而在比沖性能上,噴水預(yù)冷方案更具優(yōu)勢(shì);從發(fā)動(dòng)機(jī)效率方面來(lái)說(shuō),雖然換熱預(yù)冷方案中發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)效率、熱效率以及總效率均優(yōu)于同條件下的噴水預(yù)冷方案,但是后者在推進(jìn)效率上有其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。
【關(guān)鍵詞】：預(yù)冷卻 飛行器 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) GasTurb
【學(xué)位授予單位】：華中科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V235.1
【目錄】：

• 摘要4-5
• Abstract5-8
• 1 緒論8-18
• 1.1 研究背景與意義8-9
• 1.2 國(guó)內(nèi)外研究概況9-16
• 1.3 主要研究的內(nèi)容16-18
• 2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型與性能評(píng)價(jià)指標(biāo)18-32
• 2.1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理18
• 2.2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的建模方法18-20
• 2.3 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型20-28
• 2.4 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能評(píng)價(jià)指標(biāo)28-31
• 2.5 本章小結(jié)31-32
• 3 預(yù)冷卻模型的研究方法32-41
• 3.1 GasTurb簡(jiǎn)介32-35
• 3.2 仿真驗(yàn)證35-36
• 3.3 仿真參數(shù)36-39
• 3.4 研究方案39-40
• 3.5 本章小結(jié)40-41
• 4 研究結(jié)果與分析41-57
• 4.1 推力分析41-45
• 4.2 油耗分析45-49
• 4.3 比沖分析49-53
• 4.4 效率分析53-56
• 4.5 本章小結(jié)56-57
• 5 總結(jié)與展望57-59
• 5.1 本文總結(jié)57
• 5.2 課題展望57-59
• 致謝59-60
• 參考文獻(xiàn)60-63

【相似文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：1029030