一、低雷诺数条件对涡扇发动机风扇/压气机性能和稳定性影响的试验研究（论文文献综述）
刘永振[1]（2021）在《转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究》文中研究表明随着飞机对航空发动机性能要求的不断提升,推动航空发动机一直朝着高推重比、低油耗、高机动性和高可靠性的方向发展。推重比作为衡量航空发动机性能的重要指标,对于飞机的飞行速度、机动性等都具有重要的影响。压气机作为航空发动机关键部件之一,其长度和重量约占发动机整机的一半左右,因此提升压气机级负荷,减少压气机级数,发展结构紧凑的气动布局形式对发动机推重比的提高具有关键作用。压气机级负荷提升的同时,其转子进口马赫数也在不断增加,出现相对超音速气流,在相对超音速进气条件下,压气机转子叶片通道激波组织方式及随之所带来的强激波损失和激波诱发边界层分离损失对压气机总体气动性能影响显着。因此合理组织叶片通道内激波系结构,在利用叶片通道主流区激波增压的同时,削弱强激波根部与边界层相互作用所诱导的流动分离损失,以发掘利用激波高效增压的潜能,成为超音压气机设计中的关键科学问题。本文从超音压气机平面叶栅出发,分析超音叶栅通道激波系结构与增压特性内在联系,探索前缘内伸激波根部局部叶型曲率变化对激波诱发边界层分离的影响机制,提出超音压气机叶栅激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,结合压气机三维转子叶片流动特征,形成超音压气机转子局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法。（1）基于设计来流马赫数Ma=1.75超音压气机进气条件,开展了超音叶栅通道激波组织方法研究,通过数值模拟方法分析了叶栅通道激波系结构与增压特性内在关系,阐明了前缘内伸激波根部诱发强逆压梯度及局部边界层分离结构特征,澄清了激波与边界层相互作用区域叶表载荷分布特征及激波诱导边界层分离影响因素,为后续开展流动分离抑制方法奠定了基础。（2）基于超音压气机叶栅试验台开展了超音压气机平面叶栅试验测试研究,通过测压试验与纹影试验验证了超音叶栅激波系增压潜能并分析了叶栅通道激波根部结构,澄清了叶表载荷分布特征与叶栅通道激波系结构内在关系,此外考核了数值计算方法的精度,为后续研究工作奠定了基础。（3）基于数值模拟和试验捕捉到的超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导的局部边界层分离现象,提出了抑制激波诱导边界层分离的局部等逆压梯度负曲率二维叶型设计方法,分析了叶栅吸力面前缘内伸激波根部上游局部负曲率型线改型设计对叶栅通道内激波根部波系结构、叶表载荷分布特征及激波与边界层相互作用区域边界层形态和熵增变化的影响规律,建立了局部等逆压梯度负曲率型线设计方法和超音压气机叶栅激波诱导边界层分离抑制方法。（4）基于超音平面叶栅局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法,进一步考虑压气机转子三维叶片通道流动特征,澄清了三维压气机转子叶片激波根部位置上游局部等逆压梯度负曲率型线对激波诱导流向分离和边界层低能流体径向输运的作用机制,揭示了不同激波强度及入射位置下负曲率型线设计对激波/边界层相互作用的影响规律,形成了适应于超音压气机转子的激波诱导边界层分离抑制方法。本研究从局部叶型曲率变化对激波诱导边界层分离作用机制出发,提出了超音叶栅局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,实现了对超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导边界层分离的有效抑制。进一步将激波诱导边界层分离局部叶型负曲率抑制方法从二维平面叶栅应用到三维压气机转子,形成了超音压气机转子激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,在叶片通道主流区利用激波增压的同时,削弱强激波根部所诱发的流动分离损失,提高压气机转子总体气动性能,为完善超音压气机转子优化设计提供支持。
綦蕾,李志平,杨东,张鹏,朱星宇[2]（2020）在《航空发动机适航审定喘振与失速影响因素》文中研究指明将气动热力基础理论与适航领域工程问题有机结合,对典型的喘振和失速影响因素开展了系统的研究,发展了一套多影响因素作用下航空发动机稳定裕度快速预估方法;在此基础上以JT9D发动机为研究对象,开展了喘振和失速主要影响因素的影响规律研究,结果显示对风扇部件稳定裕度影响权重最大的是进气畸变,对增压级和高压压气机影响权重最大的是寿命期内结构衰变。研究结果进一步明确了喘振和失速适航条款符合性验证活动的关键要素,完善了条款适航符合性验证流程,为进一步提升我国民用发动机适航审定能力提供了技术支撑。
马振[3]（2020）在《涡扇发动机喘振影响因素的仿真研究》文中研究表明喘振是航空发动机使用过程中时常遇到的一种特殊情况,对民航客机安全以及整个航空事业的发展产生巨大威胁。为了使发动机增压部件稳定工作而不发生喘振,通常要求增压部件工作点与喘振边界之间留有足够的“距离”,即保留足够的喘振裕度。根据发动机适航安全要求,需要发动机在全工作包线内都应有足够的喘振裕度,但喘振裕度过大又会导致发动机增压部件的增压能力降低。对于喘振裕度的设定,就需要全面考虑影响发动机喘振的各种因素,才能在高性能与喘振裕度之间达到最佳平衡。因此,本文以航空涡扇发动机为研究对象,开展了涡扇发动机喘振影响因素的仿真研究,主要的研究内容如下:（1）以PW4056发动机为建模对象,利用Matlab/Simulink仿真平台,以部件特性数据为基础,采用变比热计算方法,根据涡扇发动机的热力学原理,建立了该型号发动机各部件的热力学模型;然后,在部件模型的基础之上,根据部件之间的流量平衡和功率平衡关系建立了发动机稳态模型,利用牛顿-拉夫逊法进行稳态求解,分别将设计点处和非设计点处的仿真结果与实验数据进行对比,验证了所建稳态模型具有较好的仿真精度和收敛性;最后,根据容积动力学和转子动力学建立发动机动态模型,并采用龙格库塔法和欧拉法对其求解,通过改变发动机的燃油量,将不同状态下性能参数的仿真数据与实验数据对比,验证了所建动态模型具有较好的动态精度和收敛性。（2）基于发动机部件级稳态模型,在使用条件如大气温度、大气压力、飞行马赫数、大气湿度以及高压压气机功率提取和附加引气、可调静子叶片角度等发生变化时,对发动机增压级和高压压气机喘振的影响开展了仿真研究。研究结果表明:大气温度、大气压力、大气湿度、飞行马赫数、高压压气机功率提取量和附加引气量等使用因素均会对增压级和高压压气机的喘振裕度产生明显影响,但其影响程度以及喘振裕度的变化趋势不同。（3）基于发动机动态模型,针对动态过程中,对发动机产生主要影响的加速过程、减速过程、部件容腔、转动惯量和不同供油规律等喘振影响因素仿真研究。研究结果表明:加减速过程、转动惯量和不同供油规律会对增压级和高压压气机的喘振裕度产生明显影响,但外涵道、燃烧室等部件容腔大小对增压级和高压压气机喘振裕度的影响较小。
屈骁[4]（2020）在《超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究》文中进行了进一步梳理低压涡轮高负荷设计是减轻低压涡轮部件重量,提升军用发动机推重比、民用发动机经济性的有效途径之一。然而叶片负荷的提高势必会增大端区横向压差,增强二次流、加剧损失。尤其是Zweifel数1.4以上的超高负荷低压涡轮,其内部存在异常严重的流动分离现象,极大地限制了超高负荷叶片在低压涡轮设计中的应用。本文针对高性能航空发动机设计中这一重要技术瓶颈,围绕低压涡轮端区非定常流动机理及流动损失控制等问题,以具有尾迹扫掠模拟功能的低速大尺寸叶栅风洞为实验载体,采用实验和数值计算相结合的研究方法,深入细致地开展了以下4方面的研究工作:（1）典型低压涡轮内部端区二次流的演化机制:以典型常规负荷低压涡轮叶片为研究对象,采用实验测试为主,数值计算为辅的研究方法,重点分析了低压涡轮内部端区二次流的非定常演化机制,掌握了上游尾迹对端区二次流、叶片附面层以及相关损失的影响规律,详细探讨了来流雷诺数、端壁边界层厚度对端区二次流的影响机理,并尝试利用上游尾迹扫掠抑制端区二次流的发展。研究发现:上游尾迹可以改善叶栅前缘攻角特性,降低叶片前端负荷,尾迹中的正负涡团与轮毂通道涡相互作用交替进行,二次湍动能在整个周期内的时均值降低,削弱了端区二次流的强度。（2）上游尾迹扫掠下低压涡轮端区二次流非定常时空演化机制及建立端区涡系结构模型:在典型低压涡轮叶片的基础上发展了两套不同负荷分布的超高负荷低压涡轮叶片（Zw=1.58）,重点分析了上游尾迹与超高负荷低压涡轮端区二次流的相互作用机理,在定常和非定常气动环境下获得了来流雷诺数、尾迹扫掠频率和叶片负荷分布对端区二次流特性及其损失发展的影响规律。在此基础上,通过凝练总结定常和非定常工况下端区复杂涡系结构的迁移规律,完善并建立了超高负荷低压涡轮端区定常和非定常涡系结构模型,进一步深化对超高负荷低压涡轮端区二次流形成和发展过程的认识。（3）上游尾迹与非轴对称端壁对端区二次流耦合控制机理研究:非轴对称端壁的设计优化需要考虑上游非定常效应的影响,否则定常工况下设计的非轴对称端壁应用在真实涡轮环境下很可能出现负面效应。以尾迹周期性扫掠下低压涡轮端区二次流发展演化规律为出发点,优化非轴对称端壁几何结构参数,在非定常尾迹扫掠下揭示非轴对称端壁对端区二次流及其涡系结构影响机理;在此基础上,进一步提升叶片负荷,在定常和非定常工况下,对比光滑壁面和非轴对称端壁作用下的超高负荷低压涡轮端区涡系结构的流场变化;初步建立上游尾迹与非轴对称端壁的耦合机制,结果表明,上游尾迹耦合非轴对称端壁较大限度地进一步抑制低压涡轮端区流动分离。（4）激振器射流与端壁抽吸对附面层和二次流的综合调控机制研究:将机理性研究成果应用到低压涡轮流动控制当中,探索了超高负荷低压涡轮端区流动损失的新型控制方法。针对低雷诺数下超高负荷后加载叶片吸力面出现开式大分离的问题,采用大涡模拟的计算方法,开展了脉冲射流式涡激振器对超高负荷低压涡轮附面层的调控机制研究;随后详细分析了尾迹扫掠下端壁边界层抽吸对超高负荷低压涡轮端区二次流的控制机理;最后探讨了射流式涡激振器和端壁边界层抽吸对吸力面附面层和端区二次流的综合调控机制,实现吸力面射流与端壁边界层抽吸流量的平衡,达到削弱二次流、抑制吸力面分离泡的目的,使超高负荷低压涡轮气动损失减小约66.8%,显着提升了低压涡轮部件的气动性能,为超高负荷低压涡轮内部流动损失的综合调控提供了一个新的思路。
霍金鉴[5]（2020）在《航空发动机在翼清洗流场边界层特性研究》文中进行了进一步梳理航空发动机在工作过程中,空气中的雾霾、盐分等悬浮颗粒物会被吸入到发动机内涵道中,这些颗粒物会附着在压气机叶片及壁面形成积垢,气路部件积垢会降低发动机工作效率,导致发动机油耗升高,严重时会引发喘振、发动机空中停车等故障。航空发动机在翼清洗是一种清除积垢的有效方法,但国内学者对积垢清除机理研究较少,对清洗流场边界层特性认识较浅,故本文针对发动机清洗流场边界层特性展开研究,并对清洗流场优化的参数进行实验验证。本文基于逆向扫描获得压气机流道模型,利用有限元软件划分网格,采用欧拉法对压气机叶片清洗流场进行数值研究,分析不同清洗工艺参数对流场边界层特性影响。建立清洗流场与叶片表面垢质颗粒冲刷力学模型,并通过发动机叶片清洗实验台验证清洗工艺参数对叶片清洗效果影响。论文主要开展了以下几项工作:（1）分析垢质颗粒在清洗流场中作用力,构建垢质颗粒冲刷力学模型,建立颗粒临界流体速度模型来预测垢质颗粒的去除。（2）通过逆向扫描获得CFM56-7B发动机一级压气机动叶和静叶叶片模型,建立发动机一级清洗流道模型。分析不同网格、控制方程和湍流模型的选择对清洗流场数值模拟精度和准确性的影响,选择适合于在翼清洗工况的网格、控制方程和湍流模型。（3）采用单粒子运动学分析法,以清洗液液滴为研究对象,构建了清洗液液滴运动学方程。在发动机清洗流场下,计算不同液滴直径、液滴速度、初始入射角和初始位置的情况下,分析液滴在风扇流场中的运动特性。对压气机叶片清洗流场进行数值研究,分析不同积垢程度和冷转转速对清洗流场边界层厚度、形状因子、壁面剪切力的影响,发现积垢的增加会提高壁面剪切应力,提高冷转转速可以增强清洗液输运能力。通过对清洗参数优化,获得最佳射流参数和冷转转速。（4）通过建立发动机在翼清洗实验台,利用称重法评估不同清洗工艺参数的清洗效果。结合垢质颗粒冲刷力学模型,优化清洗工艺参数,提高发动机在翼水洗效果。
杨光[6]（2020）在《基于风蚀效应的航空发动机风扇转子气动特性分析与研究》文中研究表明在保证安全性的基础上,不断提高经济性是民用航空发动机产品竞争力的体现。航空发动机工作环境恶劣,长期服役过程中,其安全性受到挑战,加之发动机维修成本高、单次维修时间长,从而对其经济性产生负面影响。航空发动机在航线运行中,风扇转子叶片前缘被来流侵蚀,造成叶片形状发生改变,进而影响风扇部件以及发动机整体气动水平。针对前缘侵蚀现象和前缘维修现状,本文主要开展以下两个方面的工作:（1）建立风扇转子侵蚀叶片模型,对前缘侵蚀长度分别为0μm,120μm和250μm的侵蚀叶片进行数值计算,模拟叶片侵蚀后气动特性,探究侵蚀叶片气动性能衰退规律。结果显示叶片前缘形状退化为钝头是降低气动性能的主要因素,粗糙前缘会进一步恶化叶片对气体作功能力。在设计工况下,前缘Rz=250μm钝头叶片效率值相较于原始叶片下降1.29个百分点,总压比由1.214下降为1.208;在近失速工况下,前缘Rz=250μm钝头叶片吸力面发生气流分离与再附,近壁面极限流线发生径向迁移。（2）根据发动机维修手册,总结风扇转子叶片前缘精细维修约束条件,对侵蚀叶片共10个叶型截面进行参数化建模,在保持整体叶型不发生变化前提下,对侵蚀叶片前缘形状进行优化。结果显示叶片前缘精细维修可明显提升侵蚀叶片气动水平,可基本恢复至原始叶片水平;不同精细维修方案对叶片性能影响存在差异。在设计点工况下,优化上限叶片相较于侵蚀叶片,附面层内流动情况改善,降低附面层损失,效率值由93.15%提高至94.36%,仅比原始叶片低0.08个百分点;优化下限叶片相比优化上限叶片,等熵效率相差0.23个百分点。
周凯[7]（2020）在《反推状态下涡扇发动机进口精细化流场捕捉方法研究》文中研究表明反推力装置是大涵道比涡扇发动机排气系统的常设部件,可以显着缩短大型飞机的着陆滑跑距离,可用于紧急停止滑跑起飞和着陆不成功时的复飞,保证飞机在应急状态下安全、迅速、准确的着陆。然而在飞机降落滑跑过程中,反推气流可能引吧发地面涡的形成或被发动机再吸入,造成发动机的进口流场畸变,导致发动机进入旋转失速或喘振的不稳定工况,从而造成飞行事故。为了避免由反推气流重吸入和地面涡吸入引发的航空发动机气动失稳现象,必须掌握在飞机降落滑跑过程中,反推气流的运动规律及其对发动机进口流场的影响。反推气流被发动机再吸入,引起发动机进口流场畸变,进口流场不均匀性由风扇输送至反推力装置进口,再由反推叶栅通道传至外界流场,可知研究反推气流再吸入问题,必须采用飞/发内外流耦合计算方法才能准确捕捉反推扰流流场信息。本文基于能反映畸变流场在风扇/增压级内部传播特性的彻体力模型以及复杂边界条件下的内外流CFD数值模拟技术,发展飞机/发动机一体化内外流耦合计算方法。耦合计算分为三步进行迭代计算,分别为:反推力装置内部流场数值计算、飞机/发动机一体反推气流扰流流场数值计算以及风扇/增压级内部全周三维流场彻体力模型数值计算。本文首先针对某大涵道比涡扇发动机开展了正/反推力模式下的流场数值模拟研究,分别研究了网格密度、网格类型以及湍流模型等对计算结果的影响,通过与试验结果的对比,验证本文大涵道比涡扇排气系统数值计算方法准确性。在此基础上,开展了涡扇发动机进口流场旋涡的仿真与分析方法研究,重点研究了离地高度、侧风以及反推气流对发动机进口地面涡形成的影响。最后针对某装配四台大涵道比涡扇发动机的大型运输机,开展机身/机翼-短舱-反推力装置-风扇联合仿真方法研究,通过0和0.05两个飞机滑跑Ma数工况,详细介绍联合仿真计算流程和结果分析。
杨加寿,冀国锋[8]（2020）在《高空低雷诺数风扇/增压级气动设计》文中研究说明为发展一型适用于高空低雷诺数流动的风扇/增压级部件,解决高空长航时无人机动力对部件的技术需求,针对高空低雷诺数下的风扇/增压级进行了气动设计,设计过程包含了一维热力计算、S2通流设计、叶片造型设计和三维数值计算分析。经过多轮设计迭代后,得到了适用于高空低雷诺数条件下的最优叶型。三维数值计算结果表明:风扇/增压级的内、外涵性能都达到了设计指标的要求,且在高空低雷诺数下有较高的稳定裕度。与现有发动机风扇部件性能进行对比得出:新设计的风扇/增压级具有较好的高空工作能力,可以满足总体对风扇/增压级的性能需求。
温占永,段娅[9]（2020）在《高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术》文中认为自无人机诞生并应用于实战以来,无人机技术得到了迅猛发展。随着各领域高科技技术的进步,战场环境日趋复杂,作战任务向高危对抗战场拓展,高空长航时飞翼无人机成为各国研究的热点。本文论述了高空长航时飞翼无人机对涡扇发动机的要求,结合航空发动机基本原理分析了关键设计参数对涡扇发动机性能的影响,总结了高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机面临的关键问题及研究进展。本文的研究对于高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机的选型及适应性改进设计具有一定的参考价值。
林阿强[10]（2020）在《航空涡轮发动机射流预冷流动及传热性能研究》文中研究表明涡轮基冲压组合循环发动机可以满足飞行器由亚声速过渡到高超声速的宽广范围工作,从而实现飞行器“水平起降”和“重复使用”。由于受到高空高马赫数飞行时高速气流所带来滞止高温的影响,使涡轮发动机对冲压发动机初始动力提供不足,从而制约二者工作的模态转换。而射流预冷技术是扩展涡轮发动机飞行包线的一种有效途径和重要发展方向,将滞止高温空气降低到常规发动机能正常工作的进气温度,使涡轮发动机不受限于更高的飞行高度和马赫数。由于射流预冷发动机是以现有涡轮发动机为基础进行改造,具有成本低、成型快的潜在优势,其技术研究将极大支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。因此,针对涡轮发动机在高空高马赫数的工作需求,研究射流预冷技术具有重要的工程意义和科学价值。本文针对航空涡轮发动机高温进气问题,重点研究射流冷却对发动机进气流动和传热特性的影响。建立了高空高温相似流场工况下进气射流冷却多流态耦合过程的计算模型,基于欧拉-拉格朗日颗粒追踪方法对气-液两相热质传输过程进行数值计算,并通过现有试验数据校核计算模型的准确性,揭示了低温雾滴的非平衡相变冷却引起高温空气预冷效应的机理。首先,针对预冷段-压气机耦合流场内相变冷却的流动特征和传热特性进行了深入研究,分析了预冷段内未完全蒸发的雾滴进入下游发动机压气机内流动和稳定性的影响;对比了不同高空高马赫数飞行工况的进气条件下,射流冷却条件对改善进气温度和压气机工作性能的影响程度。由于雾滴汽化现象会诱发流场在时间和空间上的非平衡脉动现象,基于时间演变的流场模拟,分析气液相变蒸发冷却对流场非平衡态时气动脉动的敏感性影响。为此,利用快速傅里叶变换方法将时域脉动直观地转化为功率谱密度的脉动程度,分析了气-液两相非定常的流动特征和流场特性,探讨了射流参数对气-液耦合冷却作用所产生流场脉动敏感性的联系,并重点对比分析了有/无壁膜成形以及干/湿工况的影响。结果表明,射流量的变化对湿压缩过程中流场的时域脉动敏感性程度大于颗粒直径的变化。其次,针对进气冷却在提升发动机性能具有重要的作用,开展了实际某高空模拟试验进气预冷段的数值研究,分析了射流冷却对预冷段内流场速度、温度及压力的沿程均匀性分布的变化规律,并对比了不同高空高马赫数进气条件时射流预冷前后流场温降和压降的特性。通过流动与冷却传热等因素所产生熵产之间关系的分析发现,带有射流装置的预冷段内流动损失是以由黏性耗散所引起的耗散熵产为主,而由气-液传热温差所引起流场温度梯度变化的加热熵产并不显着。通过优化射流装置结构,预冷段内流动损失可以降低约60%。最后,基于二次回归正交试验方法,建立射流参数的多因素与流场特性之间潜在的关联,评估和预测射流冷却参数对预冷发动机高空模拟进气预冷段内流动和传热特性的影响。结果表明,射流冷却参数与总温降和总压降分别呈现线性和非线性的关系,雾滴粒径和射流量是流场冷却程度最主要的敏感因素,二者贡献份额分别为46.57%和43.94%;而雾滴粒径对流动损失是最主要的敏感因素,占68.63%的贡献份额。在给定不同射流冷却参数下,进气质量流量可增加1.54%～28.7%;并在27 ms内,预冷段流场总温降系数范围为1.57%～29.13%（即7.3～135.5 K）、总压降系数范围为0.461%～1.683%,从而实现更大的冷却程度和更小的流动损失。
二、低雷诺数条件对涡扇发动机风扇/压气机性能和稳定性影响的试验研究（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、低雷诺数条件对涡扇发动机风扇/压气机性能和稳定性影响的试验研究（论文提纲范文）
（1）转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号对照表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题的背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 高负荷超音压气机激波增压 |
| 1.2.2 激波/边界层干涉研究进展 |
| 1.2.3 叶型曲率抑制激波诱导边界层分离 |
| 1.2.4 小结 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 1.3.1 研究目的 |
| 1.3.2 研究方法 |
| 1.3.3 研究内容 |
| 第2章 数值计算方法验证 |
| 2.1 数值模拟方法简介 |
| 2.1.1 控制方程组 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.2 二维超音压气机叶栅数值模拟方法 |
| 2.2.1 研究对象简介 |
| 2.2.2 边界条件及初始化 |
| 2.2.3 网格拓扑及无关性验证 |
| 2.2.4 湍流模型的评估 |
| 2.2.5 数值与实验结果对比 |
| 2.3 三维压气机转子数值计算方法 |
| 2.3.1 研究对象简介 |
| 2.3.2 边界条件及初始化 |
| 2.3.3 网格无关性验证 |
| 2.3.4 湍流模型的评估 |
| 2.4 小结 |
| 第3章 超音压气机叶型设计方法与叶栅试验研究 |
| 3.1 超音压气机叶栅激波组织方法 |
| 3.2 超音压气机叶栅试验台 |
| 3.2.1 叶栅试验台介绍 |
| 3.2.2 试验测试系统 |
| 3.2.3 试验台改进 |
| 3.3 超音压气机叶栅试验测试 |
| 3.3.1 叶栅试验调试 |
| 3.3.2 叶栅试验结果 |
| 3.3.3 数值与试验结果对比 |
| 3.4 试验数据处理与误差分析 |
| 3.4.1 试验数据处理 |
| 3.4.2 误差分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 超音压气机叶栅激波/边界层干涉控制方法 |
| 4.1 局部等逆压梯度负曲率型线设计方法 |
| 4.2 负曲率型线对超音压气机叶栅设计工况影响 |
| 4.2.1 叶栅气动性能影响 |
| 4.2.2 叶栅流场特征影响 |
| 4.2.3 边界层稳定性影响 |
| 4.3 负曲率型线对超音压气机叶栅非设计工况影响 |
| 4.3.1 出口背压变化 |
| 4.3.2 进口马赫数变化 |
| 4.4 小结 |
| 第5章 压气机转子激波诱导边界层分离抑制方法 |
| 5.1 压气机转子局部等逆压梯度负曲率型线设计方法 |
| 5.2 设计转速下压气机转子气动性能和流场 |
| 5.2.1 总体性能曲线 |
| 5.2.2 流场对比分析 |
| 5.3 非设计转速下压气机转子气动性能和流场特征 |
| 5.3.1 不同转速下压气机转子气动性能 |
| 5.3.2 不同转速下流场特征对比 |
| 5.4 小结 |
| 结论、创新点与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
（2）航空发动机适航审定喘振与失速影响因素（论文提纲范文）
| 1 喘振和失速特性适航条款解析 |
| 1.1 条款安全意图 |
| 1.2 符合性验证思路 |
| 2 喘振和失速影响因素研究 |
| 2.1 喘振和失速主要影响因素的确定 |
| 2.2 航空发动机稳定裕度快速预估方法 |
| 1) 方法概述 |
| 2) 方法验证 |
| 2.3 喘振和失速影响因素的影响规律分析 |
| 1) 进气畸变影响 |
| 2) 工质变化影响 |
| (1) 雷诺数 |
| (2) 吸 雨 |
| 3) 几何变化影响 |
| (1) 加工及装配公差 |
| (2) 寿命期内结构衰变 |
| 4) 功率瞬变影响 |
| 5) 组合效应分析 |
| (1) 非耦合类 |
| (2) 耦合类 |
| 3 喘振和失速适航符合性验证流程 |
| 4 结 论 |
（3）涡扇发动机喘振影响因素的仿真研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 稳定性研究 |
| 1.2.2 防喘控制研究 |
| 1.2.3 主动控制研究 |
| 1.2.4 故障诊断研究 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第二章 民用大涵道比涡扇发动机建模 |
| 2.1 部件级气动热力学模型 |
| 2.1.1 建模假设及已知建模数据 |
| 2.1.2 气体热力学计算 |
| 2.1.3 各部件的气动热力学数学模型 |
| 2.2 涡扇发动机稳态模型仿真研究 |
| 2.2.1 涡扇发动机稳态模型建模 |
| 2.2.2 涡扇发动机稳态模型求解 |
| 2.2.3 涡扇发动机稳态模型验证 |
| 2.3 涡扇发动机动态模型仿真研究 |
| 2.3.1 涡扇发动机动态模型建模 |
| 2.3.2 涡扇发动机动态模型求解 |
| 2.3.3 涡扇发动机动态验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 基于稳态模型的喘振影响因素仿真研究 |
| 3.1 大气温度和大气压力对发动机喘振的影响 |
| 3.2 飞行马赫数对发动机喘振的影响 |
| 3.3 大气湿度对发动机喘振的影响 |
| 3.4 功率提取对发动机喘振的影响 |
| 3.5 引放气对发动机喘振的影响 |
| 3.6 可调静子叶片角度对发动机喘振的影响 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 基于动态模型的喘振影响因素仿真研究 |
| 4.1 加速过程对发动机喘振的影响 |
| 4.2 减速过程对发动机喘振的影响 |
| 4.3 部件容腔对发动机喘振的影响 |
| 4.4 转动惯量对发动机喘振的影响 |
| 4.5 不同供油规律对发动机喘振的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者简介 |
（4）超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 低压涡轮内部复杂流动的分类 |
| 1.2.1 附面层流动 |
| 1.2.2 叶冠泄漏流 |
| 1.2.3 端区二次流 |
| 1.3 端区二次流的影响因素概述 |
| 1.3.1 雷诺数的影响 |
| 1.3.2 端区边界层的影响 |
| 1.3.3 叶片负荷的影响 |
| 1.4 上游尾迹的非定常效应研究 |
| 1.4.1 上游尾迹与叶片附面层的耦合效应 |
| 1.4.2 上游尾迹与端区二次流的耦合效应 |
| 1.5 端区流动控制技术的研究进展 |
| 1.5.1 被动控制技术 |
| 1.5.2 主动控制技术 |
| 1.5.3 端区流动控制技术的研究小结 |
| 1.6 本文的研究目标和内容 |
| 1.6.1 研究目标 |
| 1.6.2 研究内容 |
| 1.6.3 论文组织结构 |
| 第二章 实验设备及实验方法 |
| 2.1 低速大尺寸叶栅风洞 |
| 2.1.1 叶栅风洞总体结构 |
| 2.1.2 实验段和研究对象介绍 |
| 2.1.3 流场品质测量 |
| 2.2 测试设备介绍 |
| 2.2.1 压力测试设备 |
| 2.2.2 恒温热线风速仪 |
| 2.2.3 位移机构及控制器 |
| 2.2.4 数据采集系统 |
| 2.3 标定风洞介绍 |
| 2.4 尾迹模拟装置 |
| 2.5 实验数据处理 |
| 2.6 实验误差分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 数值计算方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 雷诺时均(RANS)方法 |
| 3.2.1 湍流及转捩模型 |
| 3.2.2 SST湍流模型 |
| 3.2.3 Gamma-Theta转捩模型 |
| 3.3 大涡模拟(LES)方法 |
| 3.3.1 过滤函数 |
| 3.3.2 亚格子应力模型 |
| 3.4 数值方法校核 |
| 3.4.1 数值误差分析 |
| 3.4.2 实验结果验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 典型低压涡轮内部端区二次流的演化机制 |
| 4.1 研究模型 |
| 4.2 尾迹扫掠下低压涡轮内部非定常流场演化特性的实验研究 |
| 4.2.1 尾迹扫掠下叶片二维气动特性的演化特征 |
| 4.2.2 尾迹扫掠下端区涡系结构的演化特征 |
| 4.3 上游尾迹与端区二次流的相互作用机理 |
| 4.4 尾迹扫掠下边界层厚度对端区二次流的影响机制 |
| 4.4.1 定常来流下边界层厚度对端区二次流的影响机理 |
| 4.4.2 尾迹扫掠下端区二次流的演化机制 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 上游尾迹与超高负荷低压涡轮端区二次流的耦合机理 |
| 5.1 研究模型 |
| 5.2 尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理 |
| 5.2.1 上游尾迹对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.2.2 上游尾迹对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.2.3 上游尾迹与端区二次流的干涉机理 |
| 5.3 叶片负荷分布对超高负荷低压涡轮端区二次流的影响机理 |
| 5.3.1 负荷分布对吸力面分离泡影响的实验研究 |
| 5.3.2 负荷分布对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.3.3 负荷分布对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.3.4 尾迹扫掠下叶片负荷分布对端区二次流的影响机理 |
| 5.4 尾迹扫掠频率对超高负荷低压涡轮端区二次流的影响机理 |
| 5.4.1 尾迹扫掠频率对吸力面分离泡影响的实验研究 |
| 5.4.2 尾迹扫掠频率对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.4.3 尾迹扫掠频率对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.4.4 不同尾迹扫掠频率下端区二次流的演化机理 |
| 5.5 超高负荷低压涡轮端区涡系结构模型构建 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 低雷诺数下端区二次流的新型调控方法与机理探索 |
| 6.1 上游尾迹与非轴对称端壁对端区二次流的耦合调控机制 |
| 6.1.1 非轴对称端壁的造型设计 |
| 6.1.2 定常来流下非轴对称端壁对端区二次流的影响机理 |
| 6.1.3 尾迹扫掠下非轴对称端壁对端区二次流的影响机理 |
| 6.1.4 上游尾迹与非轴对称端壁耦合调控端区二次流的实验研究 |
| 6.2 尾迹扫掠下端壁边界层抽吸对端区二次流的调控机制 |
| 6.2.1 研究模型 |
| 6.2.2 超高负荷低压涡轮端区涡系结构演化特征 |
| 6.2.3 边界层抽吸位置对端区二次流的影响机理 |
| 6.2.4 边界层抽吸量对端区二次流的影响机理 |
| 6.2.5 上游尾迹与边界层抽吸对端区二次流的耦合调控机制 |
| 6.3 射流式涡激振器对超高负荷低压涡轮附面层特性的调控机制 |
| 6.3.1 研究模型 |
| 6.3.2 射流式涡激振器内部流动分析 |
| 6.3.3 射流式涡激振器对叶片附面层分离与转捩的影响机制 |
| 6.3.4 涡激振器射流与吸力面附面层的相互作用机理 |
| 6.4 射流式涡激振器与端壁边界层抽吸的综合调控机制 |
| 6.4.1 研究模型 |
| 6.4.2 调控效果分析 |
| 6.4.3 调控机制初探 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（5）航空发动机在翼清洗流场边界层特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 积垢形成机理研究现状 |
| 1.2.2 在翼清洗技术研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 边界层内积垢清除机理分析 |
| 2.1 边界层 |
| 2.2 清洗流场与积垢作用模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 航空发动机清洗流道模型建立和数值模拟 |
| 3.1 清洗流道模型构建 |
| 3.2 清洗流场计算域及边界条件 |
| 3.2.1 清洗流场计算域 |
| 3.2.2 边界条件 |
| 3.3 网格划分 |
| 3.4 数值求解方法 |
| 3.4.1 控制方程 |
| 3.4.2 湍流模型选择 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 航空发动机清洗流场和边界层特性研究 |
| 4.1 清洗液运动模拟 |
| 4.1.1 清洗液运动模型 |
| 4.1.2 射流参数对清洗液运动影响 |
| 4.2 不同积垢程度下叶片表面边界层特性 |
| 4.2.1 叶片表面速度分布 |
| 4.2.2 壁面剪切力比较 |
| 4.2.3 边界层厚度比较 |
| 4.2.4 表面摩擦阻力系数比较 |
| 4.3 冷转转速对叶片表面边界层影响 |
| 4.3.1 叶片表面速度分布 |
| 4.3.2 壁面剪切力比较 |
| 4.3.3 边界层厚度比较 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 积垢叶片清洗实验研究 |
| 5.1 积垢样品组成成分分析 |
| 5.2 实验方案设计 |
| 5.3 实验台搭建 |
| 5.3.1 射流系统搭建 |
| 5.3.2 小型风洞实验台搭建 |
| 5.4 实验结果分析 |
| 5.4.1 流体流速对清洗效果影响 |
| 5.4.2 射流参数对清洗效果影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者简介 |
（6）基于风蚀效应的航空发动机风扇转子气动特性分析与研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 前缘侵蚀现象 |
| 1.2.1 国外针对前缘侵蚀研究 |
| 1.2.2 粗糙度对叶片气动特性研究进展 |
| 1.3 前缘形状研究进展 |
| 1.3.1 前缘形状对叶片气动性能研究 |
| 1.3.2 前缘形状设计与优化 |
| 1.3.3 叶片前缘修复加工 |
| 1.4 课题内容 |
| 第二章 研究对象与研究方法 |
| 2.1 研究对象 |
| 2.2 研究方法 |
| 2.2.1 数值计算工具 |
| 2.2.2 数值计算准确性和可靠性 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 前缘侵蚀对叶片气动特性影响 |
| 3.1 前缘侵蚀叶片模型 |
| 3.2 基于实际叶片前缘侵蚀的模拟 |
| 3.3 数值计算结果与分析 |
| 3.3.1 整体气动水平评估 |
| 3.3.2 流场细节分析 |
| 3.4 本章总结 |
| 第四章 前缘维修方案优化 |
| 4.1 实际工程叶片前缘维修要求 |
| 4.2 叶片前缘精细维修方案 |
| 4.2.1 优化目标 |
| 4.2.2 约束条件 |
| 4.2.3 优化变量 |
| 4.3 前缘精细维修结果与分析 |
| 4.3.1 截面叶型对比与整体气动水平评估 |
| 4.3.2 流场细节分析 |
| 第五章 结论与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 研究生论文发表成果 |
（7）反推状态下涡扇发动机进口精细化流场捕捉方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 反推力装置的发展及类型 |
| 1.2.2 反推力装置的试验方法与研究 |
| 1.2.3 反推力装置的数值模拟研究现状 |
| 1.2.4 流场中旋涡的仿真与分析方法研究 |
| 1.3 本文研究目的及内容 |
| 第二章 数值方法 |
| 2.1 研究对象 |
| 2.2 数值研究方法 |
| 2.2.1 湍流模型 |
| 2.2.2 彻体力模型 |
| 2.3 耦合计算方法 |
| 2.4 收敛评估方式 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 大涵道比涡扇发动机排气系统数值仿真方法验证 |
| 3.1 正推状态下的涡扇发动机排气系统数值仿真方法研究 |
| 3.1.1 建模与网格划分 |
| 3.1.2 计算方法与计算状态 |
| 3.1.3 网格密度对计算结果的影响及分析 |
| 3.1.4 计算域大小对计算结果的影响及分析 |
| 3.1.5 网格类型对计算结果的影响及分析 |
| 3.1.6 湍流模型对计算结果的影响及分析 |
| 3.2 反推状态下的涡扇发动机排气系统数值仿真方法研究 |
| 3.2.1 建模与网格划分 |
| 3.2.2 计算方法与计算状态 |
| 3.2.3 网格密度对计算结果的影响分析 |
| 3.2.4 湍流模型对计算结果的影响分析 |
| 3.3 流场中旋涡的仿真与分析方法研究 |
| 3.3.1 建模与网格划分 |
| 3.3.2 计算方法与计算状态 |
| 3.3.3 离地高度对地面涡的影响 |
| 3.3.4 侧风对地面涡的影响 |
| 3.3.5 反推气流对地面涡的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 反推状态下内外流场联合仿真技术研究 |
| 4.1 数值模拟方案 |
| 4.2 计算建模与网格划分 |
| 4.3 计算方法与计算状态 |
| 4.4 Ma=0 联合仿真计算结果及分析 |
| 4.4.1 风扇/增压级三维彻体力模型计算结果 |
| 4.4.2 单发反推气流扰流流场计算结果 |
| 4.4.3 飞/发一体反推气流扰流流场计算结果 |
| 4.5 Ma=0.05 联合仿真计算结果及分析 |
| 4.5.1 风扇/增压级三维彻体力模型计算结果 |
| 4.5.2 单发反推气流扰流流场计算结果 |
| 4.5.3 飞/发一体反推气流扰流流场计算结果 |
| 4.6 耦合计算收敛分析 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）高空低雷诺数风扇/增压级气动设计（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 设计方法和设计思路 |
| 2.1 设计方法 |
| 2.2 设计思路 |
| 3 算例设计过程及结果分析 |
| 3.1 风扇/增压级通流设计 |
| 3.2 风扇/增压级叶片造型设计 |
| 3.3 设计算例仿真分析 |
| 3.4 设计算例的方案可行性分析 |
| 4 结论 |
（9）高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术（论文提纲范文）
| 0 引 言 |
| 1 高空长航时飞翼无人机作战任务及其对涡扇发动机的要求 |
| 2 关键设计参数 |
| 2.1 经济性评价指标 |
| 2.2 涵道比 |
| 2.3 总增压比 |
| 2.4 风扇压比 |
| 2.5 涡轮前温度 |
| 3 高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键问题 |
| 3.1 高空低马赫数飞行条件下的低雷诺数效应 |
| 3.2 功率提取 |
| 3.3 红外隐身 |
| 4 高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术 |
| 4.1 低雷诺数条件下高稳定裕度压气机技术 |
| 4.2 高效率高/低压涡轮技术 |
| 4.3 适用于高空低速飞行条件下的高效燃烧设计 |
| 4.4 高功率提取技术 |
| 4.5 红外特征抑制技术 |
| 5 结束语 |
（10）航空涡轮发动机射流预冷流动及传热性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究目的和意义 |
| 1.2 航空涡轮发动机进气预冷技术的概述 |
| 1.2.1 燃料预冷技术 |
| 1.2.2 超临界工质预冷技术 |
| 1.2.3 射流预冷技术 |
| 1.3 射流预冷发动机的技术发展 |
| 1.3.1 涡轮发动机中的应用 |
| 1.3.2 涡轮基组合循环发动机中的应用 |
| 1.3.3 国内射流预冷发动机的发展现状 |
| 1.4 射流预冷涡轮基发动机的发展问题 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第2章 射流相变冷却的数值计算方法与模型 |
| 2.1 射流冷却的数学模型分析 |
| 2.2 连续相控制方程 |
| 2.3 湍流模型 |
| 2.4 离散相控制方程 |
| 2.5 液滴气动作用模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 高空高温进气模拟方法的验证 |
| 3.1 压气机和进气道部件的模化方法 |
| 3.1.1 相似性能换算 |
| 3.1.2 进气道边界参数推导 |
| 3.2 高空高温进气模拟的流场相似对比 |
| 3.2.1 计算模型与数值验证 |
| 3.2.2 相似流场边界条件的确定 |
| 3.2.3 原型与高空模拟相似流场分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 涡轮发动机压气机内相变冷却的传热性能研究 |
| 4.1 射流冷却对涡轮发动机压气机的特性分析 |
| 4.1.1 物理模型和边界条件 |
| 4.1.2 喷水冷却对压气机流场的影响 |
| 4.1.3 射流雾化冷却对压气机性能的影响 |
| 4.1.4 不同飞行工况时喷水冷却的影响 |
| 4.2 涡轮发动机压气机内液膜成形的非定常分析 |
| 4.2.1 壁面液膜运动的基本原理 |
| 4.2.2 瞬态计算的数值方法 |
| 4.2.3 液膜流动对流场非定常特征的影响 |
| 4.2.4 射流雾化量对传热效果的影响 |
| 4.2.5 射流雾化粒径对传热效果的影响 |
| 4.3 气液相变冷却的瞬态特性分析 |
| 4.3.1 性能参数定义 |
| 4.3.2 雾滴相变对流场冷却特征的影响 |
| 4.3.3 射流量对压气机特性的敏感性分析 |
| 4.3.4 射流粒径对压气机特性的敏感性分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 涡轮发动机预冷段进气射流传热特性研究 |
| 5.1 高空模拟试验进气射流冷却性能研究 |
| 5.1.1 计算模型及边界条件 |
| 5.1.2 评价指标的定义 |
| 5.1.3 进气射流冷却数值求解方法的验证 |
| 5.1.4 射流冷却对高空高温进气流场分析 |
| 5.1.5 不同飞行工况时进气流场的传热特性对比 |
| 5.1.6 涡轮发动机进气流场的特性优化研究 |
| 5.2 涡轮发动机进气射流相变冷却性能研究 |
| 5.2.1 计算网格和边界条件 |
| 5.2.2 射流冷却湍流与传热熵产定义 |
| 5.2.3 进气射流冷却的损失及传热机理分析 |
| 5.2.4 射流冷却参数对进气性能分析 |
| 5.3 射流冷却对涡轮发动机高空模拟进气传热性能评估 |
| 5.3.1 计算模型与边界条件 |
| 5.3.2 回归正交试验设计 |
| 5.3.3 方差分析与结果检验 |
| 5.3.4 雾化参数对流场特性的敏感性分析 |
| 5.3.5 射流冷却对流场特性的约束化分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文及取得的科研成果 |
| 致谢 |
四、低雷诺数条件对涡扇发动机风扇/压气机性能和稳定性影响的试验研究（论文参考文献）
- [1]转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究[D]. 刘永振. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2021(02)
- [2]航空发动机适航审定喘振与失速影响因素[J]. 綦蕾,李志平,杨东,张鹏,朱星宇. 航空动力学报, 2020(08)
- [3]涡扇发动机喘振影响因素的仿真研究[D]. 马振. 中国民航大学, 2020(01)
- [4]超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究[D]. 屈骁. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2020(08)
- [5]航空发动机在翼清洗流场边界层特性研究[D]. 霍金鉴. 中国民航大学, 2020(01)
- [6]基于风蚀效应的航空发动机风扇转子气动特性分析与研究[D]. 杨光. 中国民航大学, 2020(01)
- [7]反推状态下涡扇发动机进口精细化流场捕捉方法研究[D]. 周凯. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [8]高空低雷诺数风扇/增压级气动设计[J]. 杨加寿,冀国锋. 推进技术, 2020(10)
- [9]高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术[J]. 温占永,段娅. 航空工程进展, 2020(02)
- [10]航空涡轮发动机射流预冷流动及传热性能研究[D]. 林阿强. 哈尔滨工程大学, 2020