航空发动机
航空髮動機
항공발동궤
AERO ENGINE
2015年
3期
6-11
,共6页
载荷%锤击波%进气道%喘振%结构强度%飞机%航空发动机
載荷%錘擊波%進氣道%喘振%結構彊度%飛機%航空髮動機
재하%추격파%진기도%천진%결구강도%비궤%항공발동궤
loading%hammer shock%inlet%surge%structure strength%aircraft%aeroengine
进气道锤击波载荷是由航空发动机喘振超压引起的,其峰值压力可达到自由来流总压的2倍量级,为进气道结构设计的最大载荷.为了给新研飞机进气道设计提供最大载荷依据、降低结构质量,对增压比等影响发动机喘振超压的因素进行归纳总结,并进行了实测和评估分析,认为锤击波压比值的上限是由稳态压力畸变引起的喘振确定的,最大锤击波载荷基本上随发动机压比的增大呈线性增大;分析了锤击波载荷的特征和评估曲线,认为通过积累新研发动机地面试验数据和CFD手段可有效解决飞机设计的载荷输入,应用概率统计方法可有效降低复合材料结构的大“S”弯进气管道结构质量.
進氣道錘擊波載荷是由航空髮動機喘振超壓引起的,其峰值壓力可達到自由來流總壓的2倍量級,為進氣道結構設計的最大載荷.為瞭給新研飛機進氣道設計提供最大載荷依據、降低結構質量,對增壓比等影響髮動機喘振超壓的因素進行歸納總結,併進行瞭實測和評估分析,認為錘擊波壓比值的上限是由穩態壓力畸變引起的喘振確定的,最大錘擊波載荷基本上隨髮動機壓比的增大呈線性增大;分析瞭錘擊波載荷的特徵和評估麯線,認為通過積纍新研髮動機地麵試驗數據和CFD手段可有效解決飛機設計的載荷輸入,應用概率統計方法可有效降低複閤材料結構的大“S”彎進氣管道結構質量.
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