CN116702654A - 一种航空发动机防冰引气优化方法 - Google Patents
一种航空发动机防冰引气优化方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116702654A CN116702654A CN202310744051.4A CN202310744051A CN116702654A CN 116702654 A CN116702654 A CN 116702654A CN 202310744051 A CN202310744051 A CN 202310744051A CN 116702654 A CN116702654 A CN 116702654A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- icing
- engine
- air
- amount
- entraining
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000005457 optimization Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 18
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 7
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 7
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 5
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 claims description 4
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
- G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
- G06F2111/04—Constraint-based CAD
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/14—Pipes
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/02—Reliability analysis or reliability optimisation; Failure analysis, e.g. worst case scenario performance, failure mode and effects analysis [FMEA]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/06—Power analysis or power optimisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- Algebra (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机防冰引气优化方法。该方法包括步骤S1、确定航空发动机防冰包线内多个设定典型点的总体性能参数；步骤S2、根据所述总体性能参数确定防冰包线内的防冰引气量需求；步骤S3、通过航空发动机总体性能设计软件在所述防冰引气量需求范围内确定能够满足整机性能的防冰引气量；步骤S4、根据发动机状态优化防冰引气规律，当发动机状态低于阈值时，提高防冰引气量，反之，降低防冰引气量；步骤S5、开展航空发动机部件及整机试验，验证不同发动机状态下的防冰引气打开后对整机性能的影响，当影响超过预设值时，减小防冰引气量。本申请实现了防冰功能与整机性能的平衡优化设计。
Description
技术领域
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机防冰引气优化及测试参数修正方法。
背景技术
从海平面至9km的高度存在着由过冷水滴构成的低温云团，当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下使用并穿过这些低温云团时，云团中的过冷水滴撞击在航空发动机进口部件(包括进气整流帽罩、进气机匣支板以及安装进口流道内的附件)上，会在这些部件的表面形成积冰，可能导致发动机进口空气流量减少、压缩部件效率降低、发动机喘振、发动机振动加剧，积冰如果脱落可能损坏发动机部件，甚至打毁叶片，造成飞行事故。
因此航空发动机一般应具备防冰系统，一种比较通用的防冰系统是采用压缩部件中间级的引气对发动机进口部件进行加热，保证发动机在结冰条件下能够安全可靠地运行，但防冰引气会导致整机性能下降，如会导致等推力条件下发动机排气温度升高，影响可靠性和寿命。因此在航空发动机总体性能方案设计时需要准确评估防冰引气对整机性能的影响，并根据发动机不同状态对防冰引气量的需求进行平衡优化设计。
现有技术方案采用Gasturb等航空发动机总体性能设计软件，通过考虑压缩部件中间级防冰引气的设计流量、温度、压力，评估防冰包线内防冰引气打开对整机性能的影响，但是没有考虑防冰引气温度从引出位置到发动机进口的沿程变化、防冰引气对发动机进口气流的加温作用以及沿程管路和防冰控制附件的漏气量等影响因素，导致整机条件下防冰引气打开对整机性能的影响量远超出设计评估结果，同时现有技术方案在航空发动机不同状态的防冰引气量比例不可调，影响整机性能和可靠性平衡优化设计。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供一种航空发动机防冰引气优化方法，主要包括：
步骤S1、确定航空发动机防冰包线内多个设定典型点的总体性能参数；
步骤S2、根据所述总体性能参数确定防冰包线内的防冰引气量需求；
步骤S3、通过航空发动机总体性能设计软件在所述防冰引气量需求范围内确定能够满足整机性能的防冰引气量，所述满足整机性能是指防冰引气由关闭到打开所产生的整机性能的变化量小于预设值；
步骤S4、根据发动机状态优化防冰引气规律，当发动机状态低于阈值时，提高防冰引气量，反之，降低防冰引气量；
步骤S5、开展航空发动机部件及整机试验，验证不同发动机状态下的防冰引气打开后对整机性能的影响，当影响超过预设值时，减小防冰引气量。
优选的是，步骤S1中，基于航空发动机总体性能模型，确定不同大气条件、不同发动机状态下、实际装机条件下的功率提取量及飞机引气量，确定所述总体性能参数。
优选的是，步骤S1中，根据用户对航空发动机全包线内的性能参数需求，采用航空发动机总体性能设计软件建立所述航空发动机总体性能模型，所述性能参数需求至少包括推力、耗油率，所述航空发动机总体性能设计软件包括Gasturb软件。
优选的是，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据所述总体性能参数计算发动机压缩部件各级转子及静子的进出口气流温度与压力，从而确定防冰引气位置和引气量初始值；
步骤S22、采用气流模拟仿真软件进行传热分析，通过迭代设计确定防冰包线内不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量需求，以使得防冰包线内发动机进口部件不会产生有害积冰。
优选的是，步骤S4中，通过防冰引气量活门进出口压力比值与流量之间的关系控制所述防冰引气量。
本申请考虑了防冰引气温度从引出位置到发动机进口的沿程变化、防冰引气对发动机进口气流的加温作用以及沿程管路和附件的漏气量等影响因素，使得防冰引气对整机性能影响评估结果更接近实际。同时根据不同大气条件、不同发动机状态对防冰引气量的需求，制订了随防冰引气量需求变化的控制规律，实现了防冰功能与整机性能的平衡优化设计。
附图说明
图1为本申请航空发动机防冰引气优化方法一优选实施例的流程图。
图2为防冰控制附件压力-流量特性要求示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种航空发动机防冰引气优化方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、确定航空发动机防冰包线内多个设定典型点的总体性能参数。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，基于航空发动机总体性能模型，确定不同大气条件、不同发动机状态下、实际装机条件下的功率提取量及飞机引气量，确定所述总体性能参数。
在一些可选实施方式中，根据用户对航空发动机全包线内的性能参数需求，采用航空发动机总体性能设计软件建立所述航空发动机总体性能模型，所述性能参数需求至少包括推力、耗油率，所述航空发动机总体性能设计软件包括Gasturb软件。
需要说明的是，不同大气条件例如是冷天、标准天、热天，不同发动机状态例如是慢车、节流、中间状态等。
所述设计典型点是指发动机在防冰包线边界以及防冰包线内工作时，所处的不同高度、不同马赫数条件。即“设计典型点”可用“不同高度、不同马赫数”代替。本实施例给定多个设计典型点，以在这些设计典型点下获得发动机的总体性能参数。
所述防冰包线是指是指可能存在结冰条件的包线，横坐标为马赫数，纵坐标为高度，防冰包线为低于一定高度、低于一定马赫数的区域范围。
步骤S2、根据所述总体性能参数确定防冰包线内的防冰引气量需求。
在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据所述总体性能参数计算发动机压缩部件各级转子及静子的进出口气流温度与压力，从而确定防冰引气位置和引气量初始值；
步骤S22、采用Fluent等气流模拟仿真软件进行传热分析，通过迭代设计确定防冰包线内不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量需求，以使得防冰包线内发动机进口部件不会产生有害积冰。
在该实施例中，在步骤S21中，不同防冰引气位置和引气量对应有不同的进出口气流温度与压力，根据计算的发动机压缩部件各级转子及静子的进出口气流温度上下限与压力上下限，可以选择对应的落入其温度及压力范围的引气位置及引气量。
在步骤S22中，对于给定的引气量初始值，经过传热仿真分析，确定发动机进口部件的温度，在该温度下，如果出现积冰，则需要增大引气量，反之则逐步减少引气量，以降低打开引气口对发动机性能的影响。
步骤S3、通过航空发动机总体性能设计软件在所述防冰引气量需求范围内确定能够满足整机性能的防冰引气量，所述满足整机性能是指防冰引气由关闭到打开所产生的整机性能的变化量小于预设值。
该步骤用于评估防冰引气量对整机性能影响是否满足要求，采用Gasturb等航空发动机总体性能设计软件，在考虑防冰引气引出位置设计气流参数(流量、压力和温度)基础上，考虑防冰引气温度从引出位置到发动机进口的沿程变化、防冰引气对发动机进口气流的加温作用、以及沿程管路和防冰控制附件的漏气量，评估防冰包线内防冰引气打开对整机性能的影响，通过迭代设计确定防冰包线内不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量，兼顾防冰功能实现和整机性能。
在上述实施例中，沿气体流经通道设计多个监测点，在不同的引气初始流量、压力、温度下，分别测量各监测点的流量、压力及温度，以对应确定各监测点的气体泄漏量、压降及温降，将这些指标作为打开引气阀门所造成的对发动机整体性能的影响因子，同时给出指标限制值，当超过指标限制值时，需要修改引气量和/或初始引气位置。
步骤S4、根据发动机状态优化防冰引气规律，当发动机状态低于阈值时，提高防冰引气量，反之，降低防冰引气量。
在一些可选实施方式中，通过防冰引气量活门进出口压力比值与流量之间的关系控制所述防冰引气量。
该步骤根据飞行马赫数、发动机转速、进口温度、和飞行高度判断防冰引气接通和断开时机，在此基础上，根据不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量需求，制定防冰控制附件压力-流量特性要求(考虑制造加工差异，压力-流量特性为范围，包含流量上、下限)，如图2，在发动机状态较低时，防冰引气温度低，为保证防冰效果，防冰引气量需求大，因此防冰控制附件进出口压力比值需求大(流量与压力比值成正相关)；在发动机状态较高时，防冰引气温度高，防冰效果好，为降低对整机性能影响，防冰控制附件进出口压力比值需求相比发动机低状态可适当减小。通过约束防冰控制附件压力-流量特性，可以改变航空发动机不同大气条件、不同状态的防冰引气量比例，保证防冰包线内的防冰引气量需求，同时兼顾对整机性能的影响最小。
步骤S5、开展航空发动机部件及整机试验，验证不同发动机状态下的防冰引气打开后对整机性能的影响，当影响超过预设值时，减小防冰引气量。
步骤S1-步骤S4均通过软件进行实施，根据软件分析或仿真结果修改引气量及引气位置，在步骤S5中，通过试验进一步校核给定的引气量及引气位置，首先开展部件防冰试验，验证不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量是否满足防冰需求，如果不满足，可视情调整防冰引气量，或改进防冰系统结构设计。开展整机试验，验证不同状态防冰引气打开对整机性能影响是否满足要求，如果对整机性能影响过大，需减小防冰引气量，视情对防冰系统进行改进设计。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。
Claims (5)
1.一种航空发动机防冰引气优化方法，其特征在于，包括：
步骤S1、确定航空发动机防冰包线内多个设定典型点的总体性能参数；
步骤S2、根据所述总体性能参数确定防冰包线内的防冰引气量需求；
步骤S3、通过航空发动机总体性能设计软件在所述防冰引气量需求范围内确定能够满足整机性能的防冰引气量，所述满足整机性能是指防冰引气由关闭到打开所产生的整机性能的变化量小于预设值；
步骤S4、根据发动机状态优化防冰引气规律，当发动机状态低于阈值时，提高防冰引气量，反之，降低防冰引气量；
步骤S5、开展航空发动机部件及整机试验，验证不同发动机状态下的防冰引气打开后对整机性能的影响，当影响超过预设值时，减小防冰引气量。
2.如权利要求1所述的航空发动机防冰引气优化方法，其特征在于，步骤S1中，基于航空发动机总体性能模型，确定不同大气条件、不同发动机状态下、实际装机条件下的功率提取量及飞机引气量，确定所述总体性能参数。
3.如权利要求2所述的航空发动机防冰引气优化方法，其特征在于，步骤S1中，根据用户对航空发动机全包线内的性能参数需求，采用航空发动机总体性能设计软件建立所述航空发动机总体性能模型，所述性能参数需求至少包括推力、耗油率，所述航空发动机总体性能设计软件包括Gasturb软件。
4.如权利要求1所述的航空发动机防冰引气优化方法，其特征在于，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据所述总体性能参数计算发动机压缩部件各级转子及静子的进出口气流温度与压力，从而确定防冰引气位置和引气量初始值；
步骤S22、采用气流模拟仿真软件进行传热分析，通过迭代设计确定防冰包线内不同大气条件、不同发动机状态下的防冰引气量需求，以使得防冰包线内发动机进口部件不会产生有害积冰。
5.如权利要求1所述的航空发动机防冰引气优化方法，其特征在于，步骤S4中，通过防冰引气量活门进出口压力比值与流量之间的关系控制所述防冰引气量。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310744051.4A CN116702654A (zh) | 2023-06-21 | 2023-06-21 | 一种航空发动机防冰引气优化方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310744051.4A CN116702654A (zh) | 2023-06-21 | 2023-06-21 | 一种航空发动机防冰引气优化方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116702654A true CN116702654A (zh) | 2023-09-05 |
Family
ID=87831021
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310744051.4A Pending CN116702654A (zh) | 2023-06-21 | 2023-06-21 | 一种航空发动机防冰引气优化方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116702654A (zh) |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105986907A (zh) * | 2015-03-20 | 2016-10-05 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机健康确定 |
| CN106650081A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-10 | 北京航空航天大学 | 冲击‑热气膜复合式防冰结构设计方法 |
| CN109611211A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-04-12 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机内锥冷却设计方法 |
| RU2712103C1 (ru) * | 2019-04-12 | 2020-01-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ управления противообледенительной системой турбореактивного двухконтурного двигателя |
| CN114169077A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-03-11 | 南京航空航天大学 | 强耦合的航空发动机进口部件热气防冰三维数值模拟方法 |
| CN114576009A (zh) * | 2022-03-16 | 2022-06-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机进口处吸波导流体 |
| CN115450762A (zh) * | 2022-09-16 | 2022-12-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机防冰系统及其开启与关闭控制方法 |
| CN115524134A (zh) * | 2022-09-16 | 2022-12-27 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法 |
| CN116255246A (zh) * | 2023-02-08 | 2023-06-13 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带垂直起降动力装置的涡扇发动机复合防冰系统 |
-
2023
- 2023-06-21 CN CN202310744051.4A patent/CN116702654A/zh active Pending
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105986907A (zh) * | 2015-03-20 | 2016-10-05 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机健康确定 |
| CN106650081A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-10 | 北京航空航天大学 | 冲击‑热气膜复合式防冰结构设计方法 |
| CN109611211A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-04-12 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机内锥冷却设计方法 |
| RU2712103C1 (ru) * | 2019-04-12 | 2020-01-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ управления противообледенительной системой турбореактивного двухконтурного двигателя |
| CN114169077A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-03-11 | 南京航空航天大学 | 强耦合的航空发动机进口部件热气防冰三维数值模拟方法 |
| CN114576009A (zh) * | 2022-03-16 | 2022-06-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机进口处吸波导流体 |
| CN115450762A (zh) * | 2022-09-16 | 2022-12-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机防冰系统及其开启与关闭控制方法 |
| CN115524134A (zh) * | 2022-09-16 | 2022-12-27 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法 |
| CN116255246A (zh) * | 2023-02-08 | 2023-06-13 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带垂直起降动力装置的涡扇发动机复合防冰系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 王洪;黄加阳;: "民用飞机关联性诊断技术研究", 计算机测量与控制, no. 10, 25 October 2015 (2015-10-25), pages 58 - 60 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110717219B (zh) | 航空发动机整机状态下压气机进口流量的获取方法及装置 | |
| EP3054125B1 (en) | Variable geometry gas turbine engine for use in inclement weather | |
| CN113339309B (zh) | 一种燃料电池空压机测试系统及方法 | |
| US8311684B2 (en) | Output flow control in load compressor | |
| CN110489829B (zh) | 一种基于流量特性的空气系统元件设计方法 | |
| CN115795744B (zh) | 航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法 | |
| CN105468865A (zh) | 高原环境下涡轮增压器压气机叶轮可靠性指标评价方法 | |
| CN116702654A (zh) | 一种航空发动机防冰引气优化方法 | |
| CN113792502A (zh) | 一种燃气轮机压气机低转速下中间级防喘放气流量设计方法 | |
| EP3392484B1 (en) | System and method for regulating flow in turbomachines | |
| CN116625700A (zh) | 一种变循环核心机外涵排气收集测量系统 | |
| CN114017201B (zh) | 一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法及装置 | |
| CN113464845B (zh) | 一种气路组件和喘振抑制系统 | |
| CN112443508B (zh) | 用于涡扇发动机的喘振检测方法及系统 | |
| CN114152446B (zh) | 引气控制系统及方法 | |
| Wenzel et al. | Analytical investigation of nonrecoverable stall | |
| EP4306925A1 (en) | Device and method for emulating forced induction systems | |
| CN116822081B (zh) | 一种高负荷风扇中间级引气设计方法 | |
| Baghdadi | Modeling Tip Clearance Efects in Multi–Stage Axial Compressors | |
| CN117189369A (zh) | 一种基于航空发动机工作状态的防冰系统开关控制方法 | |
| CN117589460A (zh) | 一种航空发动机装机状态排气温度控制方法 | |
| CN114184389A (zh) | 船用燃气轮机箱体内排气引射通风的冷却有效性检验方法 | |
| Celestina et al. | Results of an Advanced Fan Stage Over a Wide Operating Range of Speed and Bypass Ratio: Part II—Comparison of CFD and Experimental Results | |
| CN116842653A (zh) | 一种航空发动机总体性能参数设计方法 | |
| CN116467963A (zh) | 基于cfd仿真的轴流压气机叶片磨损故障特性获取方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |