埋入式进气道流场的雷诺应力测量和频谱分析

本文给出了埋入式进气道内湍流流场的雷诺应力测量和频谱分析结果。在研究中利用“Ｘ”双斜丝探头测量了低速下埋入式进气道出口截面上六个雷诺应力分量沿径向和周向的分布,继而把两个单丝热线探头分别置于进气道的进、出口,通过ＣＦ－９２０频谱仪分析两个动态信号的自功率谱和互相关性质。结果表明埋入式进气道出口近壁区气流的雷诺应力呈明显的各向异性,其上游的气流脉动是按气流平均速率向下游传输的。     

超音通流进气道计算内特性

计算模拟了一种无亚音扩压段的非常规形式进气道──超音通流（ＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＴｈｒｏｕｇｈＦｌｏｗ或ＳＴＦ）进气道的内流特性。其中对Ｓｅｄｄｏｎ和Ｇｏｌｄｓｍｉｔｈ提出的进气道激波与附面层干扰损失计算模型中的权因子,Ｇ扩展了定义,使该模型可用于口内通道总趋势收缩的超音通流进气道。所得飞行Ｍａ为０～２．７的损失特性等曲线,首次揭示了此类进气道的典型特征。数值上满意验证了文献的预估。     

进气畸变模拟网的设计与试验验证

介绍在涡喷发动机地面试车台上利用金属丝网模拟进气道畸变流场的技术基础、设计方法及三个实例的验证试验结果,表明应用本设计方法制作的三种畸变模拟网均达到了较高的模拟精度,可以满足进气道／发动机相容性评定的工程使用要求。     

埋入式进气道设计

提出了将埋入式进气道分为导流段与管道两部分的设计方案,并对此进气道进行了低速Ｍａ＝０．３７和高速Ｍａ＝０．７０的风洞试验,结果表明：新的设计方案能提高埋入式进气道的性能,使其σ≥０．９４,Δσ＜０．０１。     

可调几何腹部进气道设计研究与思考

通过对ＥＦ２０００、Ｆ－１６Ｅ两个型号不同风格可调几何腹部进气道设计的分析,着重总结了Ｆ－１６多用途战斗机保形ⅢＢ进气道的成功设计经验,发现其调板过程中喉道位置的较大前移,加大了末激波的向前动程,是大马赫数下进气道工作不稳定性增大的主因。     

内压缩通道几何参数对高超声速进气道性能的影响

用N-S方程模拟了一系列不同收缩比、不同波系配置的内压缩通道内流动,研究了内压收缩通道几何参数对进气道性能的影响,发现对于相同的外压段,内压面积收缩比对进气道内压缩通道温升比、压比和起动性能具有较好的相似规律,且随着内压面积收缩比增加,进气道温升比、压比增加,出口流场畸变下降,起动马赫数增大。通过对相同压比下不同内外压缩比的进气道性能的研究,得到了内外压缩比对进气道效率和起动性能的影响规律,发现压缩程度相同时,进气道效率和起动马赫数均随内外压缩比有先增大后减小再增大的规律。     

Y形进气道流场数值研究

Y形进气道在两侧进气布局的单发轻型战斗机和教练机上应用较为普遍。由于流动的复杂．不易对其内部的流动进行实测．为此本文基于Favre平均的N-S方程和B／L代数湍流模型．采用了Jameson格式和矩阵人工粘性耗散，对某型亚声速飞机的Y形进气道流场进行了数值模拟。提出了一种解决网格块之间插值问题的处理方法．研究了进气道两侧管道气流的掺混作用及二次涡．得出了进气道内外流场的马赫数、压力和速度分布，以及进气道的性能随反压和攻角的变化曲线。研究结果可为进气道的设计提供一定的参考。     

洛仑兹力控制高超声速进气道边界层分离的数值模拟

采用空间HUE格式、时间LU-SGS推进、sst-kw湍流模型、多块结构网格程序,对磁流体动力学(Magnetohydrodynamic:MHD)控制高超声速二维进气道边界层分离进行了数值研究.研究发现,不施加控制时,数值模拟得到的壁面静压和实验结果符合良好,进气道喉道处分离区占据喉道高度的1/3左右.通过施加MHD控制,消除了进气道内部的边界层分离,总压恢复系数从0.502提高到0.56,喉道处流场畸变系数减小了18.6%.     

进气道隐身装置与发动机联合试验研究

介绍了进气道隐身装置与某涡扇型发动机地面联合试验的设备组成与试验方法,分析了风扇形吸波导流体的隐身原理。通过实验,确定了吸波导流体对进气道气动性能的影响,考验了由复合材料构成的隐身装置的结构强度。      

飞机机身腹部与两侧进气道性能比较试验研究

通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响。试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感。