CFD application to SST propulsion system
| Autor: | Oba, Yoshinori, Kodama, Hidekazu, Nozaki, Osamu, Kikuchi, Kazuo, Nishizawa, Toshio, Matsuo, Yuichi |
|---|---|
| Jazyk: | angličtina |
| Rok vydání: | 2000 |
| Předmět: |
推進
turbine blade 超音速機 スワール比 熱伝達 エンジン設計 supersonic turbine ナビエ・ストークス方程式 熱伝導度 thermal conductivity 航空機設計 入口温度 タービン swirl ratio 流れの分布 超音速輸送機用推進システム turbine SST propulsion system HYPR Hypersonic Transport Propulsion system ターボジェット・エンジン SST推進システム turbo jet engine CFD SST推進系 高圧 flow distribution 超音速輸送 計算流体力学 stator blade Navier Stokes equation computational fluid dynamics タービン翼 タービンディスク rim cavity 超音速タービン ボルト temperature distribution 極超音速輸送 heat transfer inlet temperature turbine disc bolt aircraft design supersonic transport hypersonic transport ステータ羽根 engine design SST 温度分布 high pressure リム空洞 propulsion supersonic aircraft |
| Zdroj: | 航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory. :109-114 |
| ISSN: | 0289-260X |
| Popis: | 航空宇宙技術研究所 17-19 Jan. 2000 東京 日本 National Aerospace Laboratory 17-19 Jan. 2000 Tokyo Japan SSTの推進システムは、離陸のときのマッハ3から極超音速輸送のときのマッハ5までの領域で作動する。空気取り入れ口の温度や圧力は、高速飛行において非常に高くなり、エンジン部材を冷却して充分に作動するように保つ必要がある。本論文では、HYPR(超音速輸送機用推進システム)プロジェクトで行ったCFD(計算流体力学)シミュレーションの4つの例について述べた。3次元非定常段についての解析を行い、温度が一様でない単一段高圧タービンを通った詳細な流れ構造を調べた。多段回転空洞における流れについて、軸対称ナビエ・ストークスコードを用いてシミュレーションを行った。最初の性能テストにおいて、低圧タービン・リム空洞の空気温度がマッハ2.5の上昇条件での予想を越えて増大した。この過熱を理解するために、低圧リム空洞での流れの数値シミュレーションを行った。タービン・ディスクへの熱伝導は、空洞内の流れの構造に強く影響される。空洞内の3次元定常流を解析した。これらのシミュレーションの結果、SST推進システムで生じている現象の理解にCFDコードが役立つことが分かった。 The SST propulsion system operates in the range from Mach 3 at takeoff to Mach 5 at hypersonic transport. The air temperatures and pressures at air inlet become very high at high-speed flight, requiring the engine materials to be cooled down to keep the engine operating satisfactorily. This paper describes the four examples of CFD (Computational Fluid Dynamics) simulation carried out in HYPR (Hypersonic Transport Propulsion System) project. The analysis of three-dimensional unsteady stage was conducted to investigate the detailed flow structure through a single stage high-pressure turbine with nonuniform temperature due to hot streaks from a combustor. The flow in the multiple rotating cavities was simulated using an axisymmetric Navier-Stokes code. In the first performance test, air temperature in low-pressure turbine rim cavity increased beyond expectations at the Mach 2.5 climb conditions. To understand the overheating, the flow in the low-pressure rim cavity was numerically simulated. Heat transfer to turbine disc is strongly influenced by the flow structure in the cavity. Three-dimensional steady flow in the cavity was analyzed. These results of simulations showed that the validity of the CFD code is useful for the understanding of phenomena occurred in the SST propulsion system. 資料番号: AA0028638014 レポート番号: NAL SP-49T |
| Databáze: | OpenAIRE |
| Externí odkaz: |
|