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。     

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。     

进气道旋流的模拟及试飞中的测量与评价

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,研制了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.通过数值模拟、风洞试验逐步验证了叶片式旋流发生器的有效性,分析了各种可调参数对旋流发生结果的影响.提出了飞行试验中可行的旋流评价指标以及测量方案,并应用于风洞试验以进行验证.数值及试验结果表明:①所设计的旋流发生器可产生整体涡强度达28°的旋流;②叶片数、叶片攻角对旋流发生效果的影响最为显著;③通过不同的叶片布局方式可模拟出各种典型的旋流结构.      

进气道旋流发生器的设计与数值模拟

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,设计了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.利用CFD数值模拟技术,对旋流发生器进行了各种组合的流场计算,分析了可调参数对旋流发生结果的影响.结果表明,所设计的旋流发生器能够产生整体涡强度达8°～22°的旋流,叶片数对旋流整体涡强度的影响最为显著.     

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。     

二元外压式进气道斜板和唇口参数选择的风洞试验研究

在几何不可调的二元外压式斜板进气道的设计中，选择合理的斜板和唇口几何能数是最重要的问题之一。本文对一个设计马赫数为１．８的这类进气道的斜板和唇口参数进行了风洞试验研究。用缩尺模型风洞试验，对比分析了不同斜板角和不同外侧唇口内唇角，唇缘半径对进气道内流特性的影响，结果表明，对确定的进气道布局，斜板角小的变化对进气道超音速内流总压恢复系数，稳态出口流场周向畸变指数及喘振裕度的影响很大，唇口参数小的改变     

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。     

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。     

飞机进气道阻力测量研究

本文以一种战斗机两侧进气布局为例，探讨了在风洞试验中，同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平，解决了干扰密封问题，得到了合理的实验结果，为进气道唇口的设计提供了有效手段。     

基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术。为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究。研究结果表明：引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据。     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容.对来流马赫数Ma =4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数.试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大.超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的.在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度.     

风洞试验数据管理平台设计与研究

针对国内民用飞机风洞试验数据体量大、种类多、高时效、更新快等特点,引入了矩阵存储模式替代了原有的分层存储模式对现有风洞试验数据进行了重新划分与归类,优化了数据文件存储结构。仔细分析该平台在存储规模、管理规范及使用功能等方面的需求后,拟选择IBMx366型或同等级别的工作站及配套设备作为硬件基础,同时明确了该平台的面向对象、使用规范及管理办法。该平台所含写入/查询/更新等常规功能采用Labview8.6软件开发平台及SQL语句脚本实现。该数据管理平台已具备了一定实际功能,基本满足对风洞试验数据管理的需求。     

一种低速风洞大流量进气道试验系统研制

为了提高FL-8风洞进气道试验能力,结合该风洞特点,在不破坏原有进气道试验系统前提下,研制了一路大流量进气道试验系统,采用直线形式布置在风洞中心,引射混合气体扩压减速后排入风洞扩散段内。该系统可实现进气道流场模拟、性能测量、流量控制与测量。为了验证该系统性能,在FL-8风洞进行试验验证了引射器的引射能力,排气对风洞流场的影响以及流量的控制与测量精度。该系统测量精度高,流量测量精度达到0.3%以上引射能力强,排气对风洞流场影响小,可模拟单路流量2.8kg/s,较原FL-8进气道试验能力提高50%以上,并且与原FL-8进气道试验系统结合使用,可实现三路进气道同时模拟。     

基于内收缩比可调的二元TBCC进气道风洞试验及起动特性分析

为拓宽进气道工作马赫数范围,结合型面变几何技术并充分利用迟滞回路效应的优势,基于外压缩面/喉道高度协同调节的二元TBCC进气道模型,采用数值模拟与风洞试验结合的方法,研究了马赫数为4.0的通流状态下进气道内收缩比（即改变喉道高度）增减对起动特性的影响。结果表明：当进气道处于不起动状态时,降低内收缩比使进气道肩部分离包被吞入继而实现再起动;结合纹影和沿程静压分布等分析,进气道入口波系在各内收缩比下与设计值相符,但内流通道的CFD结果与试验结果存在相对误差ε,且起动状态下的εq比不起动状态下的εb约低1.5%(εq<2.7%,εb<4.2%),表明采用的数值计算方法对于前体激波的预测较为准确,而对于不起动进气道内流静压预测存在误差;获取此类变几何进气道的迟滞回路特性,当内收缩比≤1.79时,进气道正常起动,当内收缩比≥2.54时,进气道不能正常起动,当1.79<内收缩比<2.54时,进气道的起动特性由初始状态和内收缩比的增减趋势共同决定。     

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2~0.6、攻角和侧滑角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

专用跨声速风洞开孔壁试验段设计数值模拟

 在跨声速范围内,战斗机内埋式武器弹舱流场具有强烈的非定常特征。为获得准确的试验数据,需要对我国唯一的2 m量级以上的2.4 m×2.4 m引射驱动式跨声速风洞开孔壁面试验段进行适应性改造。通过采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对引导风洞试验段设计方案进行评估优化,以获得最佳设计结果。与采用马赫数为1.4的喷管和开孔壁面试验段时的试验结果相比较,文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。对设计方案的数值研究结果表明,前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量,后过渡段引射缝开度明显影响分离特性,对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。     

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