某组合发动机进气道抽吸作用分析

对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。     

一种Ma0~4TBCC进气道气动设计及性能分析

从TBCC推进系统总体性能需求出发，给出了TBCC进气道捕获面积以及模态转换马赫数确定过程。在此基础上开展基于平动式模态转换装置的马赫数0~4内并联TBCC进气道气动方案设计，给出了进气道单自由度几何调节机构方案及其几何调节规律。通过对涡轮通道典型几何参数的规律化研究，结果表明:方转圆段几何长度、中心点y_m值以及面积变化规律对进气道出口总压恢复系数及马赫数影响较小，对进气道出口流场的均匀度影响较大；就研究的进气道而言，选取方转圆段几何长度为3m，中心控制点y_m=1.5，沿程截面面积变化规律为"先急后缓"的设计较为适宜；Ma=4.0时，设计的TBCC变几何进气道总压恢复系数为0.45，Ma=2.2时，总压恢复系数和畸变分别为0.79和0.15。     

喉道参数对埋入式进气道气动性能的影响

以实验的方法系统地研究了喉道设计参数对埋入式进气道气动性能的影响。得出了低速下模型处于 0°攻角 ,0°侧滑及 4°侧滑时喉道位置和喉道面积比对进气道气动性能的影响。实验研究结果表明 :在适当的位置设置面积比合适的喉道可以大幅度地提高埋入式进气道的效率 ,降低进气道出口流场畸变。本文的研究为埋入式进气道喉道参数的优化设计提供了实验依据。     

蛇形进气道地面工作状态附面层抽吸试验研究

对一种蛇形进气道开展了地面工作状态下的抽吸试验研究,结果表明,在该状态下进气道出口截面的总压恢复系数较低、流场畸变较大。为此,本文采用附面层抽吸技术对其进行了地面抽吸状态下的流场控制试验研究。研究结果表明:(1)地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,蛇形进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,而稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升,稳态径向畸变指数变化不大。本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0.45时,总压恢复系数为0.90,综合畸变指数为13.85%,总压恢复较低,畸变较大,超出了一般航空发动机的承受范围。(2)与原型方案的地面抽吸试验结果相比,采用附面层抽吸技术后,进气道出口截面的总压恢复系数得到了提高。在出口马赫数为0.45,相对抽吸量为0.043时总压恢复系数提高了2.6%。     

超声速二元混压进气道边界层吸除方案设计与试验

应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道,并进行了风洞试验.研究表明,在进气道喉道前端进行合理流量的边界层吸除可以明显提高进气道的总压恢复系数,增强进气道稳定工作能力.由试验数据可知,在Ma=3.0时,进气道临界总压恢复系数可达0.6附近.试验结果还表明,进气道在侧滑角β=4°时,仍然具有较高的总压恢复系数.     

轴对称超音速进气道附面层控制实验研究

本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进气道性能的影响的初步研究结果。实验证明,在R°=0.91～0.94或流量系数φ=0.90～0.94内,用0.01的进气道捕获流量的锥面附面层吸除量,进气道的总压恢复可比无附面层吸除提高4—5.8％;周向稳态畸变降低10～54％;喘振裕度在4°～8°下,可提高5～10％。文中还特别介绍了锥面附面层吸除对几何喉道下游的通道总压分布和马赫数分布的有利影响;不同尾锥位或不同结尾激波与放气区相对位置下,附面层吸除量对锥面或外罩内表面沿程的静压恢复的影响;解释了在超临界下,中心锥肩部放气效果最差,而在稍亚临界下,波后放气效果较好的原因。     

枭龙飞机Bump进气道设计

对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道(Bump)的设计和风洞试验进行了分析。结果表明:枭龙飞机Bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02~0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。     

二元超音速进气道唇口分离流动及其控制

本文着重研究了二元超音速进气道几种唇口内侧壁面分离流动控制结构,对进气口流场、几何喉道下游邻近截面的流场及其壁面附面层参数、进气道出口流场和性能的影响。并对唇口分离流吹除和吸除之后,进气口再附着点下游截面上的总压脉动压力均方根值分布及功率谱密度-频率特性进行了比较。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏.文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析.研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低.     

腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估

进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能，但其出口流场非常复杂，传统总压测量方法造成的误差显著增大，进而引起总压畸变评估误差，阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性，本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理；随着马赫数从0.2增加到0.6，周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右，径向总压畸变指数最大不超过0.055，马赫数越大，总压畸变越剧烈，周向总压畸变占据主导；出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85；相比数值计算、总压耙测量，五孔探针测得结果更加全面、合理。     

一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性

针对导弹进气道的结构特点，在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的S弯进气道的数学描述方法，可以方便地完成S弯进气道的几何造型工作，实现此类导弹用S弯进气道的参数化设计，生成的造型数据也可以为CFD和CAM使用。此外，作为验证，文中应用此方法设计了一个椭圆进口的S弯进气道，并进行了模型的风洞实验。实验结果表明，使用本文方法设计的弹用S弯进气道可以达到较好的气动性能，能够满足应用需要。     

无人机两侧式布局的S弯进气道设计与实验

根据现役无人机进气道的结构特点,以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象,完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道设计,设计包括中心线、面积变化规律选取以及斜切唇口等;并且对设计模型进行风洞实验研究,得到进气道的速度特性、攻角特性和偏航角特性等.实验结果表明:(1)在大多数实验条件下,进气道具有良好的气动性能,较高的总压恢复(σ＞0.986),较低的畸变指数(DC60＜0.28);(2)大偏航角状态时,背风侧进气道受机身附面层及机身涡的影响比较大,虽总压恢复系数并不低,但畸变指数DC60较大,在使用中需要采取相应的技术措施.     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。     

J6Ⅲ进气道唇口形状对进气道流场的影响

本文是在文献的试验基础上,分析了J6Ⅲ系列进气道唇口几何形状和唇口气流分离的关系.文中分析了唇口三个几何参数:收缩比,椭圆长短轴比及超越椭圆指数n对气流分离区大小的影响。并提出只要此三个唇口几何参数组合得好,即使喉道M数较高,述是可以得到无分离的气流。     

一种S弯进气道的设计与实验研究

在导弹总体几何尺寸的严格限制下，通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制，完成了一种大偏距短扩压的亚声速进气道的设计，设计中充分考虑了导弹的气动阻力特性。本文还进行了风洞实验研究，得到了进气道的性能参数、速度特性、攻角特性和侧滑角特性，结果表明该进气道具有良好的气动性能(总压恢复系数大于0.98)。进气道的出口总压图谱表明，前急后缓的中心线形状与前急后缓的面积变化规律的组合对出口总压的均匀分布不利。本研究为S弯进气道的设计和应用积累了经验，提供了实验依据。     

埋入式进气道设计

针对导弹用进气道的结构特点，提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法，该方法通过变更进气道的中心线，面积规律、中心线的倾斜角及双组线喉道的设计参数，并采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的CAD化，该CAD技术与CFD技术的结合能大幅度地缩短埋入式进气道道设计周期，降低研制成本，实验结果表明，由该文提出的方法设计的埋入式进气道不做任何型面修改即可达到较好的气动性能。     

飞机进气道动态总压耙设计的若干问题

本文研究了广泛用于测量飞机进气道与发动机界面上的动态畸变或紊流度的总压耙的设计问题,包括探测杆头部形状、测耙支板的几何形状、几何参数对测点紊流度的影响。     

定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道实验

针对一种定几何二元倒置“X”型布局的混压式进气道进行了风洞吹风实验,得到了进气道的性能并进行了分析。结果表明,随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小。当迎角变化时,迎背风侧进气道呈现不同的特性,在小迎角α<6°状态下,背风侧进气道总压恢复系数先上升后下降,迎风侧进气道总压恢复系数却保持一直缓慢下降,在流量系数方面,背风侧进气道流量系数一直增加而迎风侧减小,但两侧总的流量变化不大;在大迎角(α=6~9°)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数虽有下降但流量系数却有所上升。本文为倒置”X”型进气道的设计提供了实验依据。     

带锯齿边缘的铰链式畸变单元气动特性研究

随着现代飞机高机动性的要求和S弯进气道的提出，发动机进气道内流场畸变问题日益突出，如何在地面试车台准确模拟发动机进口气动界面（Aerodynamic interface plane,AIP）的总压畸变面临更大的挑战。本文以美国Arnold工程发展中心提出的一种新型可变开角的铰链式总压畸变模拟器为基础，以单铰链畸变单元为研究对象，采用RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)数值方法详细分析了铰链主要几何参数和来流马赫数对稳态畸变流场的影响规律，采用精度更高的分离涡模拟（Detached eddy simulation, DES）方法研究了铰链下游漩涡发展和总压脉动特征。通过对原铰链进行锯齿改型，在保证稳态畸变流场基本不变的前提下，加强了尾迹与主流区的掺混，有效降低了下游流场的动态畸变指数，扩大了稳/动态畸变比例的模拟范围。