进气道高速风洞试验技术研究

本文主要介绍的是某进气道在南京航空航天大学NH-1跨声速风洞中的试验方法。试验内容主要有两方面:一是对此进气道相关性能参数的测量;另一方面是对此次试验中流场中的流动现象进行必要的观察。并根据实验所得到的数据对进气道性能进行简要的分析。     

一种无人机用背负式无附面层隔道进气道的设计及实验验证

结合一类似于“全球鹰”的无人侦察机外形 ,对一种新型高隐身低外阻进气道进行了如下设计 :采用背负式布局方案 ,使用无隔道技术 ,并提出了一种新的进口截面形状。加工了风洞试验模型并开展了验证性风洞实验研究工作。结果表明 :(1 )尽管受到机头遮蔽的不利影响 ,且没有采用传统的附面层隔道 ,所给出的背负式无隔道进气道方案性能 (Ma :0 5 0～ 0 70 ,α :- 4°～ 6° ,σ >0 975 )与常规的有隔道“S”弯进气道相当 ;(2 )特殊进口截面形状及无附面层隔道技术的采用将进气道与机身有机地融为一体 ,使进气道整体都处于飞行器头部的遮蔽之中 ,这有利于改善飞行器的阻力特性和隐身性能 ;(3)进气道出口截面上未发现因附面层吸入而造成的低总压区 ,这说明高度与当地附面层厚度相当的进口鼓包能有效地隔除附面层中能量较低的气流 ;(4 )研究范围内 ,负攻角对进气道的总压恢复系数有利 ,正攻角对周向畸变指数有利 ,而侧滑角则对两者均有着不利影响 ;(5 )唇口的设计对进气道的侧滑角性能有着重要影响 ,进气道性能的进一步提高应考虑唇口设计的改进     

论机动飞机机体/进气道一体化

机动飞机／发动机一体化,一直是多年来国际上研制高机动性战斗机中不容忽视的一项重大课题,目的在于提高发动机包括进气道、尾喷管在内的推进系统的工作效率和稳定性。列举了国外的一些型号,特别是有分叉进气道战斗机在研制中必须加以考虑的一体化问题,并从设计原理的角度,给出了一些旨在提高性能与安全性的可供选择的进气道构形。     

背负式S形进气道设计及数值分析

针对无人机布局特点，设计了一种短扩压、大偏距、背负式S形进气道。设计中采用变厚度唇口技术，两曲面相贯构造斜切进口技术，并对前人提出的扩压器中心线方程和面积变化规律进行了改进。利用计算流体力学（CFD）方法分析了S形进气道的内流特性及机身对S形进气道性能的影响。此外，作为验证，进行了进气道与发动机的地面试验，数值计算与试验结果都表明，S形进气道具有较好的气动特性，有一定工程应用价值。     

脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。     

二维超音速进气道性能实验研究

介绍几何喉道上游具有不同进口侧板、不同槽宽的附面层吸除槽和槽腔出口不同放气孔面积的二维超音速进气道,在自由流马赫数:Ma_∞=1.793,2.037,2.292,2.557;攻角:α=0°,3°,6°,10°,-6°条件下的实验研究结果。讨论了零攻角下,有无吸除时进气道的流型、性能和不同侧板、吸除槽宽、放气孔面积对进气道性能的影响。分析了二维超音速进气道的攻角特性;描述了进气道结尾波系随下游反压增高时的波系演变图案,录相显示了具有一定槽宽、一定吸除量的实验模型具有连续的气动特征,如同全外压式进气道那样,结尾波系从超临界连续地通过槽区到达亚临界。     

飞机进气道几何参数测量方法研究

在有真实飞机而无图样数据的情况下,为获得满足有关计算所需要的进气道几何参数,实际测量则成为一种可行途径。本文给出了使用常规仪器并配以专门设计的辅助测量支架,即可获得较高精度数据的、经济实用的有效方法。     

飞机进气道唇口蒙皮拉深成形工艺

针对飞机唇口蒙皮零件的结构特点，着重述拉深成形和爆炸校形的工艺方法，简要分析了制件表面的质量问题。     

畸变进气下压缩系统稳定性分析的通用方法

基于逐级平行压缩系统模型，发展了一种分析周向组合畸变对多级轴流压缩系统稳定性影响的通用分析方法。应用此方法对两个多级轴流压气机进行了详细的数值分析，给出了纯压力畸变、纯温度畸变及压力－温度不同位置的组合畸变与轴流压气机喘振裕度损失之间的定量关系。     

S弯进气道旋流研究

根据理论分析,更主要的是根据实验结果,证明了某S弯常规超音速腹部进气道对侧滑敏感,并产生整涡旋流,它取决于进口没有导向叶片发动机对旋流扰动的敏感程度。发动机,性能下降,发动机喘振和强迫叶片振动之类严重的进气道与发动机匹配问题可能出现。 对用动态总压畸变作为主要相容性参数提出了疑问,认为旋流是进气道与失速裕度较大发动机匹配的决定性的相容性参数。 新发现一种不测量旋流也可以快速地判断进气道出口是否存在有整涡旋流的方法。