大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型

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大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析

大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析摘要：本文旨在探究大涵道比涡扇发动机的低速气动特性。

通过数学建模和实验验证，该发动机的空气流相关参数可以用来评估车辆的性能。

最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。

关键词：大涵道比涡扇发动机、TPS、短箱低速气动特性、性能正文：1. 引言近年来，随着汽车技术的不断进步，发动机的性能变得越来越重要。

因此，研究者们关注大涵道比涡扇发动机在低速气动特性方面的潜力。

本文旨在探讨大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性。

2. 数据收集为了对大涵道比涡扇发动机低速气动特性进行分析，我们从市场上采集了一些发动机参数，包括大涵道比比率、涡轮系统TPS的数值、箱体的尺寸等。

3. 数学模型为了计算大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，我们建立了一个三维模型，通过分析空气动力学，对其进行数值求解。

结合实验参数，我们可以计算出相应的空气流动参数，如压力损失和动压比等。

4. 结论经过数学建模和实验室测试，我们发现大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性与发动机的性能密切相关。

最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。

尽管这些低速气动特性的数据可以用来评估车辆的表现，但是如何应用这些数据呢？首先，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，可以优化车辆的整体性能。

例如，可以根据压力损失和动压比来调整发动机TPS系统的涡轮半径，以最大程度地提高整车的制动性能和加速度。

此外，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，还可以改善发动机的效率。

例如，可以根据发动机的特性，优化发动机的气门开闭特性，从而减少低速的排气损失，提高发动机的动力性能。

此外，大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性也可以用于减少排气污染。

例如，通过调整TPS系统的参数，可以更有效地控制燃料燃烧，减少CO、HC和NOx的排放。

因此，应用大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，不仅可以提高车辆的性能，还可以改善排放效率，从而减少对环境的污染。

漫谈航空发动机反推技术[文档资料]

漫谈航空发动机反推技术本文档格式为WORD,感谢你的阅读。

着陆速度与跑道的矛盾常规飞机靠机翼上/下表面压力差提供升力，飞行速度是机翼压力差的决定因素，也与气动控制面效率有关系。

飞机着陆时为保证控制面的气动效率以及有足够的升力保证接地的稳定，必须保持必要的飞行速度。

机轮触地后必须进行长距离滑跑，通过滑跑过程中的摩擦和气动阻力降低速度。

不同类型的飞机有对应的滑跑距离，而落点误差和跑道条件也会影响滑跑距离。

飞机在触地后减速越快，着陆性能就越好。

但是，现代军、民用飞机采用的机轮刹车、减速伞和阻力板的效果有限，受机体结构强度和跑道摩擦力的影响较明显，着陆接地速度偏大，道面存在冰雪和潮湿都会大幅度增加滑跑距离。

飞机发动机推/拉力既然可以让飞机运动加速，反向的推/拉力自然也可以提供减速效应。

大型军/民用运输机及部分军用飞机，为了应对不同的场地条件及保证着陆安全，普遍采用带反推装置的动力系统，以便需要时提供灵活可靠的减速作用，这被称为动力减速。

借势而为的动力减速动力减速不需考虑飞机的气动条件，与起落装置的设计和布局也没有关系。

采用动力减速的大型多发飞机，不仅可通过反推方式降低速度，还可利用两翼发动机正/反推动力差异，不需借助牵引车辆就实现极小半径的转向，解决大型飞机转向半径与跑道宽度的矛盾。

发动机反推的减速作用完全取决于发动机推力/功率，不受跑道的平整度和道面条件影响。

道面上的冰雪和潮湿对机轮刹车影响很大，却不会影响反推的效率。

在摩擦阻力小的潮湿跑道着陆时，反推系统的减速效果明显超过气动和摩擦减阻，适于应付迫降时迅速减速、中断起飞或气候突变造成的特殊情况。

机轮刹车和拦阻钩在飞机触地后才会发挥作用；减速伞虽然可以在接近地面时使用，但进行单次使用后就必须维护和更换。

动力减速是发动机自带的功能，相比需要在使用后检查维护的机轮刹车、减速伞、拦阻钩这样的设备，动力减速装置可以无限次数地使用，在跑道上使用反推也没有位置和速度的限制。

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是一种用于飞机的推力发动机，广泛应用于现代航空领域。

大涵道比涡扇发动机技术的发展研究一直是航空工程领域的热点之一。

本文将对大涵道比涡扇发动机技术发展的研究进行探讨。

大涵道比涡扇发动机被称为“大涵道比”是因为该发动机的涵道比（即前后两个级数的面积比）较大。

相较于传统的小涵道比涡扇发动机，大涵道比涡扇发动机具有更高的推力、更高的效率和更低的燃油消耗量。

大涵道比涡扇发动机技术的研究主要围绕以下几个方面展开。

首先是燃烧室技术的发展。

大涵道比涡扇发动机的燃烧室需要满足高温、高压、高速等特殊要求，因此燃烧室的设计和材料选择至关重要。

研究人员通过改进燃烧室结构、改善燃烧过程等手段，提高了大涵道比涡扇发动机的燃烧效率和燃油利用率。

其次是涡轮和叶片技术的研发。

大涵道比涡扇发动机的涡轮和叶片需要具有较高的强度和耐高温性能，以满足发动机长时间高速运转的需求。

研究人员通过改进材料、加强冷却、优化叶片形状等手段，提高了涡轮和叶片的性能和寿命。

第三是流场模拟和优化设计技术的应用。

大涵道比涡扇发动机的流场复杂多变，需要通过数值模拟和实验研究等手段进行流场分析和优化设计。

研究人员通过高性能计算机模拟了大涵道比涡扇发动机的流动场景，研究流场特性、流动分离等问题，优化了发动机的设计参数和运行状态。

大涵道比涡扇发动机的噪声和振动问题也是研究的重点之一。

大涵道比涡扇发动机因为较高的转速和大的进气口面积，噪声和振动问题需要引起足够的重视。

研究人员通过降噪设计、减振措施等手段，减少了大涵道比涡扇发动机产生的噪声和振动，提升了乘坐舒适性和安全性。

大涵道比涡扇发动机技术的发展研究涉及多个方面，包括燃烧室技术、涡轮和叶片技术、流场模拟和优化设计技术以及噪声和振动问题等。

随着科技的进步和工程技术的不断创新，大涵道比涡扇发动机将进一步提高推力和效率，为航空领域的发展做出更大的贡献。

GE90大涵道比涡扇发动机动态性能研究

广泛应用的发动机模型建立方法，模型的精度依赖
于部件特性的准确性。将发动机各个部件作为单
独的子系统，每个部件子系统根据气动热力学关系
和各部件的进出口截面参数进行流路计算，建立各
个部件的数学模型［６］。虽然部件级建模有时无法
得到所有截面的参数，但是部件级模型所得到关键
位置的发动机参数对于发动机性能分析和评估有
着重大意义。［７８］
发动机主要部件包括进气道、外涵道、风扇、低
压压气机、低压涡轮、高压压气机、高压涡轮、燃烧
室、内涵喷管和外涵喷管。这里仅以低压压气机数
第１期
张晨东，等：ＧＥ９０大涵道比间动态变化的过程，主要用于发动机过渡态特性研究、控制系统设计等。［５］
１发动机部件级特性建模
利用部件特性计算发动机性能的方法，是目前
本文以ＧＥ９０系列发动机基础型号ＧＥ９０８５Ｂ作为研究对象，通过建立数学模型和性能仿真的方法研究此类大涵道比超大推力涡扇发动机的性能特性。
航空发动机的运行状态根据其实际工作范围可分为稳态和动态：［４］
发动机稳态模型能较准确地模拟发动机各种稳定工作状态，主要用于发动机的性能计算、性能设计等。
５５０ＫＮ），耗油率比现有大发动机低８％～１０％，原始系列的风扇直径为１２３英寸（３１０厘米），而最大型号ＧＥ９０１１５Ｂ是吉尼斯世界纪录所记载的世界上推力最大的航空发动机，其风扇直径为１２８英寸（３３０厘米），所以ＧＥ９０系列发动机对于大涵道比超大推力涡扇发动机的研究具有重要意义和参考价值。

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【摘要】以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。

结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。

结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。

%The in-flight thrust determination method of a high bypass-ratio turbofan engine was analyzed by combining with the power plant airworthiness ＂In-Flight Thrust Determination＂ flight test item,and the analysis software of the engine in-flight thrust determination was bined with design value provided by engine company,the calculation method was verified.The results show that the calculation data and design data is highly closed.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2011(037)003【总页数】3页(P47-49)【关键词】飞行推力确定;大涵道比涡扇发动机;性能;飞行试验【作者】高扬;王朝蓬;屈霁云;寿圣德【作者单位】中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089;中航工业飞行试验研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V235.130 引言发动机性能飞行试验主要目标是获取不同飞行、发动机功率状态和不同气、电负载情况下的发动机推力及油耗。

军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析

军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析发布时间：2021-05-13T10:36:08.540Z 来源：《基层建设》2020年第30期作者：高振建[导读] 摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。

天津津航神舟科技有限公司天津 300384摘要：军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能，合理的控制计划有助于实现这一目标。

文章就军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性展开分析。

关键词：军用小涵道；涡扇发动机；鲁棒性航空发动机控制系统是航空发动机重要组成之一，优秀的控制系统设计可以充分发掘发动机性能潜力，延长发动机的服役时间，保障其整机安全。

控制计划是控制系统设计的顶层需求，对于控制系统设计具有决定性意义，很大程度上决定了发动机的稳态及过渡态性能。

发动机稳态控制计划对于发动机整个生命周期具有重要作用，合理的稳态控制计划设计可有效减少发动机工程使用中的维护次数，降低运行成本。

而最大状态控制计划是稳态控制计划的重要环节，军用小涵道比涡扇发动机最大状态工作时间约占发动机整个工作时间的10%~20%，而未来随着飞机机动性能需求的增加这一比重必然提高。

因此，小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划研究对于发动机性能提升、使用寿命延长具有重大意义。

1不同最大状态控制计划1.1控制计划1-n2，πT某型发动机最大状态控制计划为，该双回路控制根据飞行高度H、飞行马赫数Ma及油门杆角度PLA确定高压转子转速指令n2r和涡轮落压比指令πTr，由比例积分控制器输出实际主燃烧室燃油Wfb和尾喷管喉道面积A8指令通过执行机构作用于发动机，形成闭环控制回路。

控制高压转子转速n2可有效反映发动机机械负荷和热负荷，保证发动机安全可靠工作；控制涡轮落压比可保证在接通加力时发动机核心机状态不变，有利于发动机稳定工作。

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究【摘要】大涵道比涡扇发动机是目前飞机发动机领域的先进技术之一，本文从基本原理、应用技术、发展趋势、性能优势和市场应用等方面进行了综述研究。

大涵道比涡扇发动机以其高效、低噪音、低排放和可靠性等优点成为飞机发动机的研究热点。

先进技术在大涵道比涡扇发动机中的应用不断推动其发展，促进其在航空领域的广泛应用。

大涵道比涡扇发动机技术的发展趋势将更加趋向于高效化、环保化和智能化。

其性能优势在提升飞机的性能和航程方面具有重要意义。

大涵道比涡扇发动机在市场中的应用也将逐步扩大，为航空产业带来更多发展机遇。

先进大涵道比涡扇发动机技术的发展一直处于不断提升的阶段，有望在未来取得更大的突破和应用。

【关键词】大涵道比涡扇发动机、先进技术、发展趋势、性能优势、市场应用、研究总结1. 引言1.1 先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究概述随着航空工业的飞速发展，航空发动机作为飞机的“心脏”，其技术水平也在不断提升。

大涵道比涡扇发动机作为目前最先进的航空发动机之一，其技术发展一直备受关注。

本文旨在对先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究进行概述，从基本原理到最新的技术应用以及发展趋势进行探讨。

大涵道比涡扇发动机是一种高效率、高推力、低噪音的发动机，其基本原理是通过将多级涡轮和涡轮扇叶组合在一起，有效地提高了发动机的效率和推力输出。

随着先进材料和制造工艺的应用，大涵道比涡扇发动机逐渐实现了更加轻量化和高效化的设计。

在发动机技术的不断创新下，先进技术如数字化设计、先进材料的应用以及先进制造工艺的改进都在大涵道比涡扇发动机中得到了广泛应用。

这些技术的引入大大提升了发动机的性能和可靠性。

未来，大涵道比涡扇发动机的发展趋势将主要聚焦于提高效率、减少排放、降低噪音等方面，同时也将对新型燃料和混合动力技术进行研究，以适应未来航空发展的需求。

大涵道比涡扇发动机的性能优势将进一步得到体现，并有望在未来市场应用中占据重要地位。

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究

先进大涵道比涡扇发动机技术发展研究大涵道比涡扇发动机是一种目前主要用于民用飞机的发动机技术，其以其高效率和低噪声而受到广泛关注。

本文将对大涵道比涡扇发动机技术的发展进行研究和分析。

大涵道比涡扇发动机是一种采用涡扇传动原理的发动机。

涡扇传动是一种通过使用外涵道和内涵道两个风扇级来提高发动机推力的方法。

相比传统的涡轮风扇发动机，大涵道比涡扇发动机的外涵道和内涵道的直径比更大，使得发动机的吸气量更大，推力也更大。

大涵道比涡扇发动机的发展始于20世纪50年代。

当时，航空工程师开始研究如何提高涡轮风扇发动机的推力和效率。

他们发现，通过增加外涵道和内涵道的直径比，可以提高发动机的推力。

这一发现引发了对大涵道比涡扇发动机技术的研究和开发。

在研究和开发过程中，航空工程师们面临了许多技术挑战。

首先是如何设计和制造更大尺寸的涡扇。

大涵道比意味着风扇叶片的长度更长，对于材料的强度和刚度提出了更高的要求。

研究人员通过使用先进的材料和制造工艺来解决这个问题，如新材料和先进的压铸技术。

另一个挑战是如何解决大涵道比引起的噪声问题。

涡扇的高速旋转会产生噪音，而大涵道比会增加这种噪音。

航空工程师们通过改进风扇叶片的几何形状和使用吸声材料来减少噪声。

他们还开发了一些新的尖音模型和噪声消减技术，以进一步降低噪声水平。

随着技术的不断发展，大涵道比涡扇发动机逐渐成为民用飞机的主要发动机技术之一。

大涵道比涡扇发动机的主要优势是其高效率和低噪声。

其高效率使得飞机可以更省油，减少对环境的影响，而低噪声则可以改善乘客的舒适度。

大涵道比涡扇发动机还具有较低的维护成本。

其设计简单、零件数量较少，减少了维护和维修的时间和成本。

而且，大涵道比涡扇发动机的可靠性较高，故障率较低，进一步减少了维护成本。

大涵道比涡扇发动机也存在一些挑战和限制。

首先是其较大的尺寸和重量。

大涵道比涡扇发动机需要更大的空间来安装，对飞机的设计和结构提出了更高的要求。

其较大的重量也会增加飞机的起飞重量和燃油消耗。

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ＡｖｉａｔｉｏｎＩｎｄｕｓｔｒｙＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ１１００１５，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅｓｔｕｄｙｆｏｒｔｈｒｕｓｔｒｅｖｅｒｓｅｒｂａｓｅｄｏｎｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｏｗｉｎｊｅｃｔｉｏｎＷ３Ｓｃａｒｒｉｅｄ
摘要：基于ＣＦＤ（计算流体动力学）数值模拟技术，分别对两个不同涵道比涡扇发动机叶栅式射流控
制反推模型进行计算，分析了反推力的产生及控制机理，并详细分析了二次流喷射压比、喷射位置、喷射角度
ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ ’ ａｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａ；２．ＳｈｅｎｙａｎｇＡｅｒｏｅｎｇｉｎｅＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，
ｔｈｒｕｓｔ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｐｒｅｓｅｎｔｅｄｉｎｔｈｉｓｔｈｅｓｉｓｉｓｓｉｍｉ —
比模型．图中曲线Ａ＿Ｂ代表风扇涵道下壁面，下
壁面上１，２，３，４，５分别表示五个二次流喷射孔的位置，曲线Ｄ— Ｅ－Ｆ代表风扇涵道上壁面，曲线ＧＨＦ代表机舱外表面，曲线Ｄ－Ｅ — Ｈ— Ｄ表示在外涵上壁面和机舱表面反推窗口的边界，而Ｆ点代表整流罩的后缘位置．气流边界被限制在ＡＢ，Ｃ＿Ｄ— Ｇ，Ｈ－Ｅ — Ｆ．由图１还可以看出，导流叶片等间距排列，等厚度设计的导流叶片型面详细尺
文献标识码：Ａ
中图分类号：Ｖ２３１．３
Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｎｔｈｒｕｓｔｒｅｖｅｒｓｅｒｂａｓｅｄｏｎｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｏｗ
作者简介：刘春阳（１９８５一），男，山东潍坊人，硕士生，主要从事航空发动机总体和排气系统领域的研究 Βιβλιοθήκη 航空动力
学
报
第２５卷
实现反推力的传统方法主要是机械式，包括抓斗式、叶栅式和折流板式等＿１】．这几类机械式结构存在的最大缺点是短舱质量明显增加，机械运动部件增多，对密封性要求较高．为了突破传统
向叶片，使偏转的气流逆向（向前）流动从而产生
反推力．由于二次流是从高压核心流中引出，因此它不仅实现了风扇涵道流的偏转，而且还有效地减小了核心流的推力，使系统效率有所改善．与机
１数值计算模型
ｆｉｅｌｄｏｆｔｈｒｕｓｔｒｅｖｅｒｓｅｒｓｗｉｔｈｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｏｗｉｎｊｅｃｔｉｏｎｗａｓｎｕｍｅｒｉｃａｌｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｄｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｌｏｃａｔｉｏｎｏｆｓｅｃｏｎｄａｒｙｉｎｊｅｃｔｉｏｎ，ａｎｇｌｅｏｆｓｅｃｏｎｄａｒｙｉｎｊｅｃｔｉｏｎ，ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｓｅｃｏｎｄａｒｙｉｎｊｅｃｔｉｏｎａｎｄｔｏｔａｌｆａｎｎｏｚｚｌｅｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｎｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｔｈｒｕｓｔｒｅｖｅｒ —
ｌａｒｔｏｔｈｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｄｆｌｏｗｆｉｅｌｄ．Ｌｏｃａｔｉｏｎａｎｄａｎｇｌｅｏｆｉｎｊｅｃｔｉｏｎｗｉｔｈｏｐｔｉｍｕｍｖａｌｕｅｓａｒｅｉｍ— ｐｏｒｔａｎｔｆａｃｔｏｒｓｗｈｉｌｅｔｈｅｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｉｎｊｅｃｔｉｏｎｈａｓａｆｉｔｔｉｎｇｖａｌｕｅ．Ｄｕｅｔｏｔｈｅｌｉｍｉ — ｔａｔｉｏｎｏｆｓｅｃｏｎｄａｒｙｍａｓｓｆｌｏｗ，ｔｈｅｉｎｊｅｃｔｉｏｎｄｅｐｔｈｉｓｆｉｎｉｔｅ，ＳＯｔｈｅｎｅｗｒｅｖｅｒｓｅｔｈｒｕｓｔｃｏｎ —
ｃｅｐｔｃａｎｎｏｔｂｅａｄｏｐｔｅｄｂｙｓｕｐｅｒｈｉｇｈ — ｂｙｐａｓｓ — ｒａｔｉｏｔｕｒｂｏｆａｎｅｎｇｉｎｅｓ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃａｓｃａｄｅｔｈｒｕｓｔｒｅｖｅｒｓｅｒ；ｔｕｒｂｏｆａｎｅｎｇｉｎｅ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；
ｓｅｒ．Ｔｈｅｉｍｐｏｒｔａｎｔｐａｒａｍｅｔｅｒｉｓｃａｓｃａｄｅｆｌｏｗｒａｔｉｏ，ｗｈｉｃｈｉｓｉｎｄｉｒｅｃｔｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎｔｏｒｅｖｅｒｓｅ
第２５卷第８期
２０１０年８月
航空动力学报
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｏｗｅｒ
Ｖｏｌ＿２５ＮＯ．８
Ａｕｇ．２０１０
文章编号：１０００ — ８０５５（２０１０）０８ — １８１１－０７
１．１几何构型
本文所研究的反推装置构型见图１．该模型
是基于ＣＦＭ５６ — ２（涵道比５：１）发动机的１／１０缩
械式反推技术相比，流体反推力技术大幅减轻了
反推装置的质量，明显降低了作动机构的复杂性｝８］，并且可降低内流的正向推力，因此具有一定
ｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｏｗ；ｉｎｊｅｃｔｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌ
收稿日期：２０１０ — ０１２７；修订日期：２０１０ — ０５１０
基金项目：西北工业大学基础研究基金（ＪＣ２００８１５）；航空科￣（２００８ＺＢ５３０１２）
及主流压比对流场结构和反推性能的影响．采用与反推力成正比的参数反推质量流量比来衡量反推性能的优劣，计算结果表明：二次流喷射压力、喷射位置和喷射角度是影响反推性能的重要参数，并且在一定的风扇
ｏｕｔｗｉｔｈｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆＣＦＤ（ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓ）．Ｔｈｅｔｗｏ — ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｆｌｏｗ
空白，本文利用ＣＦＤ（计算流体动力学）技术，数
值模拟了基于两个不同涵道比缩比模型二次流喷射的无阻流板叶栅式反推力装置内部流场．通过
对流场结构的详细分析，阐述了其产生反推力的
机理，得到了不同主流压力条件下反推性能参数（通过反推质量流量比表示）随二次流喷射压力、喷射位置、喷射角度等二次流气动几何参数的变化规律以及流体反推力技术适用的大致涵道比
涵道流前提下，存在最佳的二次流喷射位置、喷射角度和喷射压力；由于二次流引气量的限定，限制了二次流射人深度，因此射流控制反推技术不能用于超大涵道比发动机．关键词：叶栅式反推；涡扇发动机；数值模拟；二次流；射流控制
大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型数值模拟