半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。     

半埋入式S弯进气道设计及其优化

为了减小大量附面层(δ=20%入口截面高度)吸入的半埋入式S弯进气道出口畸变,在完成其设计的基础上,以ISIGHT优化软件为平台,应用非支配排序遗传算法对其扩压器部分进行优化,并将优化前后结果进行对比。结果表明:优化后,进气道总压恢复系数略有提高,旋流畸变改善最为明显,降低约49.31%;几何结构相对原型改变较大,中心线趋于前后缓急相当,截面面积开始缓慢递增,靠近出口时急剧增加,呈现出"后发力"的特点;不同马赫数下,优化后进气道出口截面总压恢复、周向总压畸变、旋流畸变都有所改善,但优化前后各参数随马赫数的变化趋势不尽相同。     

S弯进气道中流场畸变的监测研究

本文研究了 S弯进气道在大攻角条件下的畸变流场特性。结果表明 ,S弯进气道出口的总压低能量区位置和攻角之间存在极为密切的对应关系。本文提出可以用管道出口的低能量气流位置角度作为 S弯进气道旋流的一个监测参数     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

某型飞机进气道与发动机地面匹配实验研究

通过某型飞机进气道与某型涡喷发动机匹配的地面台架试验,用40点总压和20支周向安装的三孔针组成的测量环获得了进气道出口截面总压的分布和周向气流速度分布。计算了稳态压力周向与径向畸变,获得了它们随发动机进气流量的变化规律。发现了进气道出口的旋流与对涡,并对其形成的原因做了初步分析。测量了发动机主要性能参数如推力、排气温度等在安装飞机进气道后的变化,并分析了引起变化的原因。      

基于体积力模型的大S弯进气道与风扇耦合计算研究

为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。     

扰流板进气总压畸变试验

在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化关系。试验结果表明：进气道出口对应点总压恢复系数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数的减小而增大,几乎不随飞行马赫数发生变化;受扰流板、飞行侧滑角以及发动机低压转子转向影响,进气道出口局部区域存在高压区,高压区域的大小和位置随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化而变化;各总压畸变指数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数增大而增大,飞行马赫数对畸变指数影响很小。同时,数值计算了不同飞行马赫数下进气道出口总压畸变特征及周向稳态畸变指数,与试验结果结论一致,验证了试验结果的可靠性,也证明了数值计算在总压畸变研究中的有效性。研究工作为进一步的空中逼喘试验奠定了基础。     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析

利用FLUENT软件对S弯进气道旋流畸变进行数值模拟,通过分别对不同攻角、侧滑角飞行状态下的进气道沿程及出口流场进行分析,展现了旋流畸变的产生机理和发展过程。引入旋流评价指标,对旋流畸变进行评定,并与总压畸变评价体系进行对比和分析。研究表明:该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化,但旋流强度随攻角的增大略有减弱;在侧滑状态下,该S弯进气道出口对涡旋流消失,旋流以整体涡出现且强度较大;传统的总压畸变指数无法描述旋流,引入的旋流评价指标能较为准确、直观地评定旋流畸变强度和流场结构。     

一种受总体限制的弹用S弯进气道的设计和实验验证

在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求。风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ>0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(Δσ0<1.0%)和径向稳态总压畸变指数(Δσp<2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(—Tu<2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w<3.0%)。     

总压和对涡旋流组合畸变发生器流场S-PIV测试

为研究组合畸变对推进系统性能和稳定性的影响,设计了一种总压和对涡旋流组合畸变发生器。该组合畸变发生器利用畸变网生成总压畸变,利用攻角平板产生对涡旋流畸变,并可通过前后畸变网作用进一步增强对涡旋流强度。利用立体粒子图像测速(S-PIV)技术对3种畸变发生器构型的流场特征和畸变指标进行了测试分析,获取了测试截面流场高空间分辨率的时均值和脉动值特征。结果表明:畸变发生器可产生与S弯进气道出口相似的组合畸变形态;在马赫数为0.2,平板攻角为10°条件下,由攻角平板和前后畸变网共同作用产生的最大旋流角为23°;平板攻角减小时,对涡旋流强度降低,旋流稳定性和对称性降低;进气速度对旋流角的时均值和脉动量的影响较小。在畸变指标方面,提出表示最大和最小旋流角的旋流幅度指标以及周向角度位置指标,以弥补国际自动机工程师学会(SAE)旋流评估方法对小范围强旋流状态评估的不足。     

S弯进气道内附面层抽吸控制对风扇级性能的影响

为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响,在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后,将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道,进而展开全流道数值研究,着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明:吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升,堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%;进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部,所占区域面积沿流向逐渐减小;接触转子至动叶前缘区间内,畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移,最终覆盖约3个流道;静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离,且分离主要发生在50%叶高以下,吸气后略有减弱.      

直升机进气道参数的试验分析

过试验的方法,分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对直升机进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。结果表明,当来流速度或进气流量增加的时候,总压恢复系数下降,进气畸变减小;偏流片和进气网罩均使进气畸变减小;附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小;进气网罩堵塞使总压恢复系数下降,同时进气畸变减小。通过结果分析,得出了进气道优化设计的建议。     

多级轴流压气机彻体力模型——三维应用

利用基于彻体力模型建立的时间推进三维计算模型,获得了某单级跨声速压气机在周向总压进气畸变下的总体特性及流场分布,并与相关试验数据进行对比,以验证该模型的准确性及可靠性。随后利用该模型详细分析了进口分别存在周向总压进气畸变及对涡旋流畸变下某四级低速轴流压气机内部流场特征。单级跨声速压气机总体特性的计算结果与相关试验数据的相对误差不超过2%,且内部流场参数的分布特征也与试验结果相吻合。四级低速轴流压气机的计算结果反映周向总压进气畸变导致压气机气动性能及稳定性恶化,对涡旋流进气畸变则影响有限。同时揭示了不同形式的进气畸变在多级轴流压气机内部的传递过程,充分说明该模型在进气畸变这类工程问题中的广泛应用前景。      

多扇平行压气机模型在压气机稳态畸变流场计算中的应用

描述了一个轴流压气机在进口稳态畸变条件下流场计算的方法。借助多扇平行压气机模型,采用流线曲率法,求解完全径向平衡方程,计算压气机内各叶排进出口气流参数的分布,从而得出压气机在进口畸变条件下流场的详细情况。以一台单级压气机为例,进行了进口总压、总温和气流角周向畸变条件下的流场计算,证明其结果是合理的。     

进气畸变对轴流压气机性能影响实验研究

本文针对RB-199五级高压压气机,实验研究了进口周向总压畸变和旋流畸变对其性能和失速边界的影响,获得了进口总压畸变度和周向畸变角变化,以及进气气流方向角不均匀时,RB-199五级高压压气机性能变化的详细实验数据,该实验数据对于型号研制中多级轴流压气机进气畸变影响和发动机的稳定性评估都有重要的参考价值。      

测点布局对航空发动机总压畸变指数的影响

为了阐明测点布局对航空发动机进气总压畸变测试结果的影响，利用旋转总压测量耙对5种畸变流场的稳态和动态总 压畸变成分进行了测试，计算了旋转总压测量耙位于不同位置时畸变流场的稳态周向总压畸变指数和动态总压畸变指数，分析了 不同测点布局下总压畸变指数计算结果的偏差。结果表明：测量耙/测点与畸变流场的相对周向位置对总压畸变指数计算结果的 准确性至关重要，对于所分析的5种畸变流场，增加测量耙/测点周向数目并不能使总压畸变指数计算结果的偏差单调减小，但可 降低其对测量耙/测点周向位置的敏感度。基于畸变区域周向分布设计稳态总压畸变测量耙的周向位置，组合使用不同相对半径 处测点对动态总压畸变进行监测，可提高总压畸变指数计算结果的准确性。     

进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究

本文通过在Ｓ弯管道进口段安装水平导流叶片，引主流气流吹除进口分离，有效地 出口旋流和流场压力畸变，使总压恢复提高。其抑制效果与叶片的安装角、安装位置及叶片宽度等参数有关。文中还探讨了安装多块导流叶片时的旋流抑制效果。结果表明安装三块导流叶片片可进一步降低旋汉，减流场压力畸变，并可以彻底消除单涡旋流，且有总压恢复提高。     

大涵道比涡扇发动机总压进气畸变数值模拟

基于数值缩放理念,以一台大涵道比涡扇发动机为研究载体,将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型进行有机结合,初步搭建了适用于分析复杂进气畸变对航空发动机整机流场特性影响的多维耦合计算模型。利用该多维耦合模型定量分析了稳态周向总压畸变及插板式总压畸变进气下发动机内部的流场特性。计算结果表明即便是进口单纯的方波周向总压畸变进气,在经过大涵道比风扇转子作用后在下游内外涵进口的畸变流场特征也将具有显著差异;在内涵进口形成的总压/总温复合畸变在四级增压级中均得到不同程度的衰减;插板式总压畸变进气下风扇转子进口近轮毂处受周向静压梯度驱动将产生一定程度旋流,并导致风扇转子出口轮毂处形成低压区。     

基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善

针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%.