内流涡控技术--反进气道旋流措施的预研

进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重要扰动参数。在发动机稳定性和性能方面，进气道旋流的效应不可忽视。从飞机总体布局、发动机设计和进气道设计入手，研究了现存战斗机对旋流的防止和反抗措施。     

进气道旋流模拟及测量的实验研究

进气道出口旋流是影响进气道/发动机相容性中的一个重要因素。为在地面试验中评价进气道旋流对发动机稳定性的影响,设计了叶片式旋流发生器,并在风洞中进行了整体涡旋流、对涡旋流两种基本旋流流场的模拟,实验中利用在固定马赫数下校准的五孔探针测量了所模拟的旋流场。风洞实验结果表明,按照不同布局方式来安装叶片,可以得到不同形式的旋流场;旋流发生器叶片攻角对旋流强弱的影响较为明显;旋流的诱导速度对旋流中心位置有很大的影响。     

在流场匹配方面进气道反旋流措施的工程应用研究

根据进气道旋流产生的机理，从进气道设计方面，较为全面地研究了现存飞机进气道旋流的一些防止和抑制措施，将有益于解决工程上由于旋流而造成的进气道与发动机的流场匹配方面的问题。     

基于五孔探针的大S弯进气道旋流畸变评估

背负式S弯进气道拥有较好的前向雷达隐身性能,同时有利于起落架布置、武器内埋,但其出口流场的非均匀性会严重影响发动机的稳定性。除了总压畸变、总温畸变的影响之外,旋流畸变也是流场非均匀性的一种重要体现。为研究背负式大S弯进气道的旋流畸变特性,采用美国汽车工程师协会(SAE)的旋流评估方法,利用基于五孔探针的旋转式测量段对进气道出口的强旋流场进行测量分析,入口马赫数的范围为0.2~0.6。所有马赫数下旋流方向(Swirl Directivity,SD)和旋流对数(Swirl Pairs,SP)变化不大,均显示出口旋流为对旋模式,与理论分析和数值计算结果吻合。同时,测量的对旋涡呈现出弱非对称性,最大旋流角超过40°,旋流强度(Swirl Intensity,SI)从内环的6°增加到外环的13°左右,且在马赫数小于0.5的范围内没有明显变化。本文研究表明,虽然SAE的旋流畸变计算方法中部分指标可以有效识别出大S弯进气道的旋流模式,但是旋流强度指标却明显不能表现出对旋涡的强旋状态,制约了其在该类进气道/发动机相容性评估中的应用。     

S形进气道和发动机相容性

进气道旋流是进／发相容性的一重大扰动参数。在发动机稳定和性能方面进气道旋流的效应也是不可忽视的。讨论了Ｓ形进气道／发动机相容性的评定方法，并且建议了有效评定准则。Ｓ形进气道／发动机相容性评定必须由两部分组成，一部与压力畸变有关，而另一部分与流动弯曲度有关。     

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。     

在进气道与发动机相容性方面反旋流措施的工程应用研究

进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重大扰动参数，从飞机总体布局，发动机设计方面入手，研究了现存飞机对旋涡的防止和反抗措施，新发现：低压压气机前面级静子叶片采取“端弯”技术措施，对提高发动机抗旋流扰动能力，降低对旋流扰动的敏感度十分有利，看好其工程应有前景。     

进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。     

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。     

氢氧发动机气液同轴式喷嘴流量特性研究

从实验和理论两个方面对氢氧发动机气液同轴式喷嘴的流量特性进行了研究。通过冷流实验测量了具有不同喷嘴缩进比的气液同轴式喷嘴流量随气液喷注压降的变化规律，考察了喷嘴内气液相互作用对喷嘴流量特性的影响，结果表明，气液相互作用对喷嘴气液流量都有一定影响，并且喷嘴缩进比愈大，影响也愈大。同时还提出了一个简化的气液同轴式喷嘴流量计算模型。理论与实验结果的比较证明了模型的合理性和可用性     

基于PIV技术流动调整器性能试验研究

管内流态畸变对压差式流量计的测量精度有较大影响。在流量计的上游安装流动调整器,可以达到改善甚至消除流态畸变、提高测量精度的目的。为了研究流动调整器的整流效果及性能,选取竖直双弯头(90°布置)和半开阀门(50%开度)两种涡发生器来产生流态畸变,采用PIV测速技术,对管束式流动调整器、AMCA调整器和Zanker流动调整器三种流动调整器的整流效果进行实验研究。研究结果表明,相较于无流动调整器情况,三种流动调整器均能明显起到改善流态畸变的作用。其中管束式流动调整器和AMCA调整器可以有效地消除径向速度波动和漩涡流动,而Zanker流动调整器消除速度不对称分布的能力最强,同时带来的压力损失也最大。     

S弯进气道中自动定位叶片对气流流动影响的研究

对Ｓ弯扩压管道内安置自动定位叶片后的气流流动特性进行了实验研究。结果表明，位于模型进气口处的可转动叶片在气流作用下能有两个自动稳定的位置。如果忽略可转动叶片转动轴的摩擦力矩，当叶片处在这两个自动稳定位置时，气流对叶片的合作用力矩为零。研究结果还进一步表明，自动定位叶片对Ｓ弯进气道出口压力场与速度场起着重要作用。本研究为以后如何采取叶片技术抑制Ｓ弯进气道出口的旋流流动，以及模拟旋流流动提供了重要技术基础。     

发动机进口畸变模拟网机理研究

介绍了模拟网工作机理的数学模型，对有关金属丝网的阻力特性作了较详细的研究。初步模拟试验表明：用该理论设计的模拟网用于简单图谱模拟时，能达到要求的模拟精度；用于某型进气道图谱模拟时，除个别点外，畸变元的模拟误差也在要求的范围内。文中还介绍了模拟网的设计计算和试验调节方法，编写了合理的计算机程序。     

新型畸变流场模拟装置

阐明了发动机进口畸变流场模拟方面技术革新的重要性与迫切性，提出一种新型畸变流场模拟装置，给出了它的设计思想、原理结构、工作特点，试验结果。     

座舱供气喷管计算

利用理论计算方法,对喷管在不同压力下的流量进行计算,得到喷管的流量—阻力特性曲线,并与试验曲线进行对比,验证了理论计算的准确性。该方法可以用来进行环控系统座舱供气喷管设计。     

幂律型凝胶推进剂管路中的流动特性

为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14 mm,长度0.5~2.0 m的一组直圆管和直径6 mm,弯角20°~90,°弯曲半径比1~5的一组弯管,在1~30 m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50°,收缩比3~1.5的收缩和扩张管,在流速1~30m/s的范围内,用模拟液进行了仿真。结果表明,其它条件相同时,管长、弯角、流速和收缩比增加,流动损失增加;凝胶推进剂在管路中呈"柱塞"形流动,其特性取决于流速、流变指数和稠度系数;管壁附近的剪切速率最大,表观粘度最小;弯管内侧剪切速率小于外侧剪切速率;收缩型截面中,剪切速率逐步增大,粘度逐步降低;突缩和突扩截面存在低速回流区。     

低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟

发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低,其损失显著增大、效率显著降低。应用实验分析与数值模拟相结合的方法,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律,数值计算是基于Jame son中心差分和Runge Kutta时间推进的N S方程计算的有限体积方法。研究表明,随着雷诺数降低,涡轮叶栅流动损失增大,当雷诺数小于42000之后,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离,这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。     

涡轮叶片尾缘扰流柱通道流动换热计算

为了深入研究涡轮叶片尾缘扰流柱区域流动的工程计算方法,用开发的基于流体网络计算的一维工程算法,对工作叶片尾缘扰流柱通道进行了计算,并与实验结果进行了对比。计算结果表明:工程计算得出的弦向出流量分布、压力分布从规律和数值上与实验结果都吻合较好,工程算法能够比较准确地计算出扰流柱通道的流动;扰流柱区的气体流动方向基本为弦向,但也存在着一定的径向流动,所以有必要在流体网络计算中设置表示径向流动的流路。     

固体火箭发动机统一内流流场(一维)的分析方法

本文对固体火箭发动机燃烧室、喷管内的流场进行了统一处理.给出了考虑变截面、有摩擦、加质量、传热、非定常的一维气-固两相流动偏微分方程组.推导出的统一计算方程组可以同时获得发动机燃烧室内孔燃烧流场和喷管流场,即发动机整个内流流场;可用于定常或非定常的纯气相以及气-固两相流流场的计算.通过算例,证明计算与试验结果是十分吻合的.