CN115680932B - 一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，所述建模方法包括如下步骤：S1：求解次流对自适应引射阀门的作用力F次；S2：求解主流对自适应引射阀门的作用力F主；S3：判断次流对自适应引射阀门的作用力和主流对自适应引射阀门的作用力是否平衡，若不平衡，则返回S1后重新选择自适应引射阀门的角度α；若平衡，则进行S4；S4：求解喷管出口截面参数。该方法，可以根据引射喷管主流和次流的进气条件，判断自适应引射阀门的开关程度，进行引射喷管主流和次流在喷管出口截面参数的计算，从而得到引射喷管出口参数，可用于发动机总体性能仿真，解决了现有方法无法对二元自适应引射喷管进行总体性能仿真的问题。

Description

一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法
技术领域
本发明属于航空发动机设计领域，具体涉及一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法。
背景技术
自适应发动机可以通过第三外涵流量的调节改变发动机的涵道比，使发动机在低耗油率模式和高单位推力模式之间转变，是下一代发动机较优的动力选择。第三外涵的低温气体还可以引射排入喷管中，起到冷却喷管壁面，改善发动机红外辐射特征的作用。二元喷管具有优秀的雷达隐身能力。二元自适应引射喷管将引射喷管和二元喷管的优势结合，配装自适应发动机，不仅使发动机具有宽范围的循环调节能力，还能够实现较强的隐身能力。
二元自适应引射喷管数学建模就是将喷管中流动的物理关系通过数学表达式的方式展示出来。这样的模型可以用于发动机总体性能仿真使用。现有技术中仅仅提出了针对引射喷管数学建模的基本方法。针对二元自适应引射喷管的数学建模方法，目前公开文献没有相关介绍。由于缺乏二元自适应引射喷管的数学建模方法，目前还不能针对带有这种喷管的发动机进行总体性能仿真。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，可以根据引射喷管主流和次流的进气条件，判断自适应引射阀门的开关程度，在此基础上进行引射喷管主流和次流在喷管出口截面参数的计算，从而得到引射喷管出口参数，用于发动机总体性能仿真。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，所述建模方法包括如下假设条件：主喷管和喷管外壁面平行；喷管主流和次流均为等熵流动；主流和次流之间有一条虚拟的分界线，在喷管出口截面，该分界面线将喷管出口划分为主流出口和次流出口；主流和次流在喷管出口截面的静压一样；喷管中为一维流动，
所述方法包括如下步骤：
S1：求解次流对自适应引射阀门的作用力F次；
S2：求解主流对自适应引射阀门的作用力F主；
S3：判断次流对自适应引射阀门的作用力和主流对自适应引射阀门的作用力是否平衡，若不平衡，则返回S1后重新选择自适应引射阀门的角度α；若平衡，则进行S4；
S4：求解喷管出口截面参数。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述次流自适应引射阀门的作用力F次如下：
其中，L为自适应引射阀门的长度，l为自适应引射阀门铰链到自适应引射阀门任一点的距离，0≤l≤L，f次(l)为l位置处次流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道高度。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述l位置处次流的静压计算方法如下：
l位置处次流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处次流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处次流的静压，
其中，A次(l)为l处次流的流道面积，k为流道内气体的比热比，W18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流量，Pt18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的总压，Tt18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的总温。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述l处次流的流道面积A次(l)为：
其中，θ为主喷管的扩张角。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述主流自适应引射阀门的作用力F主如下：
其中，L为自适应引射阀门的长度，l为自适应引射阀门铰链到自适应引射阀门任一点的距离，0≤l≤L，F主为l位置处主流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道高度。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述l位置处主流的静压计算方法如下：l位置处主流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处主流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处主流的静压，
其中，A主(l)为l处主流的流道面积，k为流道内气体的比热比，W8为主喷管喉部流量，Pt8为主喷管喉部总压，Tt8为主喷管喉部总温。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述l处主流的流道面积A主(l)为：
其中，A8-5为主流在自适应引射阀门铰链所在位置的面积。
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，还具有这样的特征，所述S4中通过下式获得喷管出口的静压P9、主流出口速度V9-2和次流出口速度V9-1：
q(λ9-1)＝f(p9，Pt18)
q(λ9-2)＝f(p9，Pt8)
A9-1+A9-2＝A9
W8V主+W18V18-5+pL主A主+pL次A18-5＝W8V9-2+W18V9-1+p9A9
V9-1=f(p9，Pt8，Tt8)
V9-2＝f(p9，Pt18，Tt18)
其中，A18-5为次流在引射掺混点位置处的面积；A主L为主流在引射掺混点位置处的面积；K为流道内气体物性常数；A9-1为次流出口截面面积，A9-2为主流出口截面面积，λ9-1为次流在出口截面的速度因数，λ9-2为主流出口截面的速度因数；V主是主流在引射掺混点位置处的速度；pL主是主流在引射掺混点位置处的静压；pL次是次流在引射掺混点位置处的静压；V9-2是主流在喷管出口的速度；V9-1是次流在喷管出口的速度。
有益效果
本发明所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，可以根据引射喷管主流和次流的进气条件，判断自适应引射阀门的开关程度，在此基础上进行引射喷管主流和次流在喷管出口截面参数的计算，从而得到引射喷管出口参数，该方法可用于发动机总体性能仿真，解决了现有方法无法对二元自适应引射喷管进行总体性能仿真的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法的流程简图；
图2为本发明实施例所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管的结构示意图；
图3为本发明实施例所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管的设计参数示意图；
图4为本发明实施例所提供的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法的关键截面面积示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-4所示，本发明实施例提供了一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，该方法先根据自适应引射阀门所受的压力平衡，求解引射掺混点位置处次流的面积(A18-5)，然后利用等熵流动的假设，分别计算主流和次流在喷管出口截面的参数。至此完成了引射喷管关键截面所有参数的求解。本发明所述的二元自适应引射喷管主要结构包括：主喷管1、喷管外壁2、自适应引射阀门10、自适应引射阀门铰链6。自适应引射阀门10绕着自适应引射阀门铰链6转动，自适应调节次流4的流量。主流3和次流4在引射之前，主流3在主喷管1中流动，次流4在主喷管1和喷管外壁2构成的通道中流动。经过自适应引射掺混点后主流和次流在喷管外壁构成的通道中往下游流去，最终排入大气中。本发明一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，已知参数包括：主喷管喉部界截面8位置处的总压(Pt8)、总温(Tt8)、流量(W8)、面积(A8)、扩张角(θ)；主流3在自适应引射阀门铰链6所在流向位置的面积(A8-5)和高度(H8-5)；次流4在自适应引射阀门铰链6所在流向位置的总压(Pt18)、总温(Tt18)、流量(W18)、面积(A18)、通道高度(H18)；自适应引射阀门10的长度(L)。
所述建模方法包括如下假设条件：主喷管1和喷管外壁面平行；喷管主流3和次流4均为等熵流动；主流和次流之间有一条虚拟的分界线5，在喷管出口截面，该分界面线将喷管出口划分为主流出口和次流出口；主流和次流在喷管出口截面的静压一样；喷管中为一维流动，
所述方法包括如下步骤：
S1：求解次流对自适应引射阀门的作用力F次；
S2：求解主流对自适应引射阀门的作用力F主；
S3：判断次流对自适应引射阀门的作用力和主流对自适应引射阀门的作用力是否平衡，若不平衡，则返回S1后重新选择自适应引射阀门的角度α；若平衡，则进行S4；
S4：求解喷管出口截面参数。
在部分实施例中，所述次流自适应引射阀门的作用力F次如下：
其中，L为自适应引射阀门的长度，l为自适应引射阀门铰链6到自适应引射阀门10任一点的距离，0≤l≤L，f次(l)为l位置处次流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的流道高度。
在部分实施例中，所述l位置处次流的静压计算方法如下：
l位置处次流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处次流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处次流的静压，
其中，A次(l)为l处次流的流道面积，k为流道内气体的比热比，W18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的流量，，Pt18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的总压，Tt18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的总温。
在部分实施例中，所述l处次流的流道面积A次(l)为：
其中，θ为主喷管1的扩张角。
在部分实施例中，所述主流自适应引射阀门10的作用力F主如下：
其中，L为自适应引射阀门11的长度，l为自适应引射阀门铰链6到自适应引射阀门任一点的距离，0≤l≤L，F主为l位置处主流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链6所在位置的流道高度。
在部分实施例中，所述l位置处主流的静压计算方法如下：
l位置处主流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处主流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处主流的静压，
其中，A主(l)为l处主流3的流道面积，k为流道内气体的比热比，W8为主喷管喉部流量，Pt8为主喷管喉部总压，Tt8为主喷管喉部总温。
在部分实施例中，所述l处主流的流道面积A主(l)为：
其中，A8-5为主流在自适应引射阀门铰链6所在位置的面积。
在部分实施例中，所述S4中通过下式获得喷管出口截面9处的静压P9、主流出口速度V9-2和次流出口速度V9-1：
q(λ9-1)＝f(p9，Pt18)
q(λ9-2)＝f(p9，Pt8)
A9-1+A9-2＝A9
W8V主+W18V18-5+pL主A主+pL次A18-5＝W8V9-2+W18V9-1+p9A9
V9-1=f(p9，Pt8，Tt8)
V9-2＝f(p9，Pt18，Tt18)
其中，A18-5为次流在引射掺混点11位置处的面积；A主L为主流在引射掺混点11位置处的面积；K为流道内气体物性常数；A9-1为次流出口截面面积，A9-2为主流出口截面面积，λ9-1为次流在出口截面的速度因数，λ9-2为主流出口截面的速度因数；V主是主流在引射掺混点位置处的速度；pL主是主流在引射掺混点11位置处的静压；pL次是次流在引射掺混点位置处的静压；V9-2是主流在喷管出口的速度；V9-1是次流在喷管出口的速度。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述建模方法包括如下假设条件：主喷管和喷管外壁面平行；喷管主流和次流均为等熵流动；主流和次流之间有一条虚拟的分界线，在喷管出口截面，主流和次流之间的虚拟分界线将喷管出口划分为主流出口和次流出口；主流和次流在喷管出口截面的静压一样；喷管中为一维流动，
所述方法包括如下步骤：
S1：求解次流对自适应引射阀门的作用力F次；
S2：求解主流对自适应引射阀门的作用力F主；
S3：判断次流对自适应引射阀门的作用力和主流对自适应引射阀门的作用力是否平衡，若不平衡，则返回S1后重新选择自适应引射阀门的角度α；若平衡，则进行S4；
S4：求解喷管出口截面参数。
2.根据权利要求1所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述次流自适应引射阀门的作用力F次如下：
其中，L为自适应引射阀门的长度，l为自适应引射阀门铰链到自适应引射阀门任一点的距离，0≤l≤L，f次(l)为l位置处次流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道高度，pL次是次流在引射掺混点位置处的静压。
3.根据权利要求2所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述l位置处次流的静压计算方法如下：l位置处次流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处次流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处次流的静压，
其中，A次(l)为l处次流的流道面积，λ为速度因数，k为流道内气体的比热比，W18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流量，Pt18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的总压，Tt18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的总温。
4.根据权利要求3所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述l处次流的流道面积A次(l)为：
其中，θ为主喷管的扩张角。
5.根据权利要求1所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述主流自适应引射阀门的作用力F主如下：
其中，L为自适应引射阀门的长度，l为自适应引射阀门铰链到自适应引射阀门任一点的距离，pL主是主流在引射掺混点位置处的静压，0≤l≤L，F主为l位置处主流的静压，A18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道面积，H18为次流在自适应引射阀门铰链所在位置的流道高度。
6.根据权利要求5所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述l位置处主流的静压计算方法如下：l位置处主流的流量函数为：
通过上述流量函数获取l位置处主流的速度因数：
根据π函数的定义，求解l处主流的静压，
其中，A主(l)为l处主流的流道面积，λ为速度因数，k为流道内气体的比热比，W8为主喷管喉部流量，Pt8为主喷管喉部总压，Tt8为主喷管喉部总温。
7.根据权利要求6所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述l处主流的流道面积A主(l)为：
其中，A8-5为主流在自适应引射阀门铰链所在位置的面积。
8.根据权利要求1所述的自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，其特征在于，所述S4中通过下式获得喷管出口的静压P9、主流出口速度V9-2和次流出口速度V9-1：
q(λ9-1)＝f(p9，Pt18)
q(λ9-2)＝f(p9，Pt8)
A9-1+A9-2＝A9
W8V主+W18V18-5+pL主A主+pL次A18-5＝W8V9-2+W18V9-1+p9A9.
V9-1＝f(p9，Pt8，Tt8)
V9-2＝f(p9，Pt18，Tt18)
其中，A18-5为次流在引射掺混点位置处的面积；A主L为主流在引射掺混点位置处的面积；K为流道内气体物性常数；A9-1为次流出口截面面积，A9-2为主流出口截面面积，λ9-1为次流在出口截面的速度因数，λ9-2为主流出口截面的速度因数；V主是主流在引射掺混点位置处的速度；pL主是主流在引射掺混点位置处的静压；pL次是次流在引射掺混点位置处的静压；V9-2是主流在喷管出口的速度；V9-1是次流在喷管出口的速度，q(λ9-1)为次流出口截面的流量函数，q(λ9-2)为主流出口截面的流量函数。
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Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB762179A (en) * 1953-05-29 1956-11-28 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to fuel supply systems for ram-jet engines
JPH11303682A (ja) * 1998-04-17 1999-11-02 Isamu Nemoto ダブルバイパス・エンジン
US6112513A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of asymmetric injection at the subsonic portion of a nozzle flow
WO2005085618A1 (de) * 2004-03-04 2005-09-15 Jens Mehnert Verfahren und vorrichtung zum steuern des luftmengenstromes von verbrennungskraftmaschinen
WO2006049568A1 (en) * 2004-11-05 2006-05-11 Volvo Aero Corporation An outlet nozzle for a jet engine, an aircraft comprising the outlet nozzle and a method for controlling a gas flow from the jet engine
CN101709679A (zh) * 2009-12-18 2010-05-19 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调后涵道引射器
WO2013182301A1 (fr) * 2012-06-07 2013-12-12 Michel Aguilar Procede et thermoreacteur de propulsion mono-valve a injection et combustion multiples par cycle de rotation
CN109657341A (zh) * 2018-12-17 2019-04-19 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN109684703A (zh) * 2018-12-17 2019-04-26 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法
CN109918839A (zh) * 2019-03-27 2019-06-21 南京航空航天大学 带引射喷管涡扇发动机的建模方法及红外辐射预测方法
CN110259583A (zh) * 2019-07-19 2019-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 双外涵变循环航空发动机及其功率的控制方法、控制器
CN110362783A (zh) * 2019-05-31 2019-10-22 中国人民解放军国防科技大学 一种火箭基组合循环发动机推力计算方法
CN111878252A (zh) * 2020-08-04 2020-11-03 南京航空航天大学 进气道引射喷管模型及涡扇发动机模型
CN113107708A (zh) * 2021-04-28 2021-07-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN113673184A (zh) * 2021-08-23 2021-11-19 北京航空航天大学 引射混合器的容腔动力学迭代模型计算方法和装置
CN114265368A (zh) * 2021-12-07 2022-04-01 中国航发控制系统研究所 航空发动机伺服控制系统组合状态自适应估计方法
CN114491417A (zh) * 2022-04-07 2022-05-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于cdfs模态变化性能的一维输入修正方法
CN114810416A (zh) * 2022-06-27 2022-07-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种锯齿形的变循环发动机可调前涵道引射器结构
CN114934857A (zh) * 2022-07-21 2022-08-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种变循环涡轮发动机

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007126996A (ja) * 2005-11-01 2007-05-24 Toyota Motor Corp 機関出力の演算方法及び演算装置
KR102268594B1 (ko) * 2015-03-18 2021-06-23 한화에어로스페이스 주식회사 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법

Patent Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB762179A (en) * 1953-05-29 1956-11-28 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to fuel supply systems for ram-jet engines
US6112513A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of asymmetric injection at the subsonic portion of a nozzle flow
JPH11303682A (ja) * 1998-04-17 1999-11-02 Isamu Nemoto ダブルバイパス・エンジン
WO2005085618A1 (de) * 2004-03-04 2005-09-15 Jens Mehnert Verfahren und vorrichtung zum steuern des luftmengenstromes von verbrennungskraftmaschinen
WO2006049568A1 (en) * 2004-11-05 2006-05-11 Volvo Aero Corporation An outlet nozzle for a jet engine, an aircraft comprising the outlet nozzle and a method for controlling a gas flow from the jet engine
CN101709679A (zh) * 2009-12-18 2010-05-19 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调后涵道引射器
WO2013182301A1 (fr) * 2012-06-07 2013-12-12 Michel Aguilar Procede et thermoreacteur de propulsion mono-valve a injection et combustion multiples par cycle de rotation
CN109684703A (zh) * 2018-12-17 2019-04-26 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种具有cdfs结构的航空发动机建模方法
CN109657341A (zh) * 2018-12-17 2019-04-19 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN109918839A (zh) * 2019-03-27 2019-06-21 南京航空航天大学 带引射喷管涡扇发动机的建模方法及红外辐射预测方法
CN110362783A (zh) * 2019-05-31 2019-10-22 中国人民解放军国防科技大学 一种火箭基组合循环发动机推力计算方法
CN110259583A (zh) * 2019-07-19 2019-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 双外涵变循环航空发动机及其功率的控制方法、控制器
CN111878252A (zh) * 2020-08-04 2020-11-03 南京航空航天大学 进气道引射喷管模型及涡扇发动机模型
CN113107708A (zh) * 2021-04-28 2021-07-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种多外涵涡扇发动机掺混过程平衡方程建模方法
CN113673184A (zh) * 2021-08-23 2021-11-19 北京航空航天大学 引射混合器的容腔动力学迭代模型计算方法和装置
CN114265368A (zh) * 2021-12-07 2022-04-01 中国航发控制系统研究所 航空发动机伺服控制系统组合状态自适应估计方法
CN114491417A (zh) * 2022-04-07 2022-05-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于cdfs模态变化性能的一维输入修正方法
CN114810416A (zh) * 2022-06-27 2022-07-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种锯齿形的变循环发动机可调前涵道引射器结构
CN114934857A (zh) * 2022-07-21 2022-08-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种变循环涡轮发动机

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
变循环发动机核心机稳态性能计算模型修正方法;谷彬;李美金;余秋霞;丁朝霞;;燃气涡轮试验与研究;20190415(02);第16-20页 *
多喷管引射器试验研究与数值模拟;缪亚芹;王锁芳;吴恒刚;;南京师范大学学报(工程技术版);20060620(第02期);第68-71页 *
祁宏斌 ; 黄顺洲 ; 王为丽 ; 丁朝霞 ; 常宇博.基于进发匹配的自适应循环发动机总体性能设计初步研究.燃气涡轮试验与研究.2016,第5-10页. *

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