亚音速扩压器内湍流边界层特性的试验研究

本文介绍了小展弦比二元直壁亚音速扩压器内的湍流边界层特性.精确地测量了扩压器沿程几个截面上的平均速度分布、壁面摩擦系数C_f分布以及由此而得出的边界层积分参数.并指出C_f要比Ludwelg-Ti-Ilmann经验公式所计算的结果稍低,所以要对C_f稍作修正.文章还分析了逆压力梯度对湍流边界层内外区的壁面律与尾迹律的影响,并得出无因次压力梯度参数与尾流强度参数之间的关系曲线.     

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。     

涡流发生器在进气道亚音速扩压器附面层和流动控制中的应用

本文介绍了在进气道亚音速扩压器不分离情况下,使用同向旋转涡流发生器控制附面层和流场的特点。分析了当涡流发生器用于造成高低压区横向流动和减小二次流损失时,其涡片的安排和结构参数的选择原则。试验表明,对出口截面存在明显高低压区的进气道亚音扩压器,使用h/W(或h/H)=0.10,l/L=0.72,s/h=2.3～2.8,h/c=0.5等参数的同向旋转涡流发生器,总压恢复保持不下降或有所提高的情况下,不仅可以大大改善出口流场不均匀,而且总压脉动畸变也略有改善。     

亚音速扩压器计算(二)

本文用联合积分法(UIM)计算了有关的实例,与试验值相比,结果是满意的。该方法适用于计算具有附着和较大分离附面层的低亚音速二元扩压器。为了弥补该方法未考虑气流压缩性的不足,用Bower的方法和该方法相组合,计算了具有较大分离的高亚音速二元扩压器的有关参数。用组合法计算另一种低展弦比二元单曲壁亚音速扩压器,并与试验数据作了比较。当进口M数为0.8～0.3时,C_p值的相对偏差为9.8％～7.7％。σ的相对偏差为2.58％～0.67％。组合法可用于计算确定具有最佳扩压效果的二元或轴对称亚音速扩压器的几何尺寸。     

进口速度分布对二元亚音速扩压器的流动和性能的影响

本文在文[1]、[2]的基础上,进一步做了扩压器进口截面非对称速度分布对扩压器内流动及其性能影响的试验研究。试验结果表明,进口截面速度分布状况对扩压器性能,起始分离点位置和分离区高度有影响,在扩压器中起始分离点的位置和分离区范围主要取决于进口附面层内层的速度分布而不是外层速度分布。速度分布不均匀系数α可作为描述具有均匀中心流的进口速度分布。     

逆压力梯度下的自由流湍流度对湍流边界层特性的影响

本文对有逆压力梯度下的自由流湍流度对湍流边界层特性的影响做了较为仔细的测量,做了边界层内平均速度分布、壁面摩擦系数、压力梯度、边界层内三个方向脉动速度以及脉动总压的测量。试验结果指出:自由流湍流度的增加可大大削弱逆压力梯度对湍流边界层的不利影响,可使边界层速度分布饱满,尾迹强度减弱,从而延迟边界层分离。试验还首次得出自由流湍流度的增加可使边界层内的速度脉动和压力脉动分布均匀以及流动趋于稳定,因而可同时改善扩压器出口的静、动态特性。     

涡流发生器在二元亚音扩压器角落流动控制中的应用

本文介绍了在最佳扩压规律的二元单边凹壁亚音扩压壁面上气流接近于分离,而角落区域气流有倒流的情况下,采用适当结构参数的叶片式涡流发生器消除角落区域气流分离和改善扩压壁面流动以达到提高扩压器压力恢复系数,减小出口截面流场畸变和动态总压脉动的试验研究结果.文章分析了叶片式涡流发生器主要结构参数对扩压器性能的影响.     

亚音速扩压器性能计算

 一、组合法 用Bower的方法计算具有附着和分离紊流附面层的轴对称和二元亚音速扩压器的有关性能参数时,如分离区较大,则与试验数据相比误差较大。而按联合积分法（UIM法）计算具有分离区的扩压器的有关性能参数,则有较大的优点。其基本点和Bower的方法相同,即将附面层方程和无粘核心流方程联立求解。但对分离区的处理比Bower的方法较为合理,它直接采用修正的Coles壁面-尾流定律的速度分布关系式,将附面层动量积分方程中的壁面摩擦系数与速度分布关系式中的摩擦速度联系起来，而不采用对分离区不适用的壁面摩擦系数经验公式，并考虑了附面层外部区域的非平衡流情况。但该方法没有考虑气流压缩性，计算高亚音速扩压器时误差较大。     

涡流发生器控制亚音速扩压器中分离流

 本文对涡流发生器在二元亚音扩压器分离流控制中的应用作了进一步的试验研究。通过精心地选择涡流发生器的结构参数,排列型式和安装位置、有效地控制了处于大瞬变失速流动状态的二元亚音扩压器内的流动分离,从而大大改善了扩压器的稳、动态性能。     

某飞机进气道改型方案的设计与地面选型试验

本文针对某飞机的要求,设计了几种进气道方案,并对其地面模型的试验结果作了讨论。 文章根据某飞机进气道的特点(两侧进气,近似方形进气口,进气道长度对进气道出口直径比L/D较大以及由于总体结构的限制,使进气道形成左右、上下较大的转弯等),阐述了进气道进口面积,喉道面积,唇口几何参数,喉道附近通道部分和亚音扩压段面积分布等参数的选择原则。文章还分析了上述这些参数对进气道性能的影响。本文对进气道有关设计参数所提出的设计原则对一般的跨、亚音速进气道也是适用的。 从几种方案的试验结果得出:喉道M数为0.75,唇部收缩比为1.20,内型面的椭圆长短轴比a/b=2.84,超越椭圆指数n=2.25,内通道面积分布为第Ⅳ方案的进气道性能最好。在地面起飞状态,进气道的总压恢复系数σ可达0.908,周向总压畸变指数DC_(60)为0.22左右。该指标满足了与该机进气道配用的斯贝发动机要求,并达到和超过国内外同类机种的地面性能水平。