高空大推力涵道風扇氣動設計研究

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摘 要：以飛行器推力涵道風扇為背景，利用NASA的涵道風扇模型和實驗數(shù)據(jù)進行數(shù)值計算與驗證；利用自編代碼求解設計要求的涵道風扇在懸停狀態(tài)下總體性能參數(shù)；采用葉素理論對風扇葉片進行設計，根據(jù)初始模型的數(shù)值結果對涵道風扇各個關鍵部件進行優(yōu)化，得到一種新型的涵道外形截面。結果表明：涵道唇口導圓半徑的增大會降低唇口處的分離，從而增大風扇進出口流量；小槳葉60%～100%處的出口安裝角，增大了涵道風扇的出口軸向速度。（剩余7267字）