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针对进气道内型面存在较大弯段而导致的流动分离问题,提出了一种对进气道出口弯段进行导流控制的概念,设计了3种不同的导流格栅方案,采用数值仿真方法对不同导流格栅方案的超声速进气道流动进行了对比分析,获得了不同导流格栅对进气道流场结构和工作性能的影响特性.结果表明:利用格栅对进气道进行导流控制,可以改善进气道出口弯段的流场结构和压力分布,避免进气道出口发生流动分离.通过对格栅型面进行优化可以显著改善进气道的工作性能,采用类翼型导流格栅的进气道性能改善幅度最大,马赫数为3.5条件下,其稳定工作裕度和出口总压恢复系数分别提高10.3%和9.8%,冷流内阻降低5.3%. 相似文献
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一种紧凑无人机进气道设计和流动控制研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在满足对发动机风扇全遮挡的前提下,提出一种双"S"弯紧凑进气道的设计方案,通过CFD计算和风洞试验验证,进气道出口流场基本满足发动机要求。另外,对采用涡流发生器方法控制流动分离的备选方案进行了试验研究,证实该方法能够降低发动机进口流场的稳态周向畸变。 相似文献
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某 Bump 进气道流动控制计算研究 总被引:4,自引:0,他引:4
以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2017,(1):32-35
为探究超紧凑燃烧室内流场结构和数值模拟结果的准确性,根据相似原理,搭建了超紧凑燃烧室内冷态流场水流模拟实验装置。用红墨水作示踪剂,显示超紧凑燃烧室周向环腔内不同位置的流场轨迹。在满足与水流模拟实验雷诺数相等的情况下,以空气为介质用Fluent软件对超紧凑燃烧室内冷态流场进行数值模拟。数值模拟与水流模拟实验结果对比表明,所得流动轨迹形状相似,运动趋势一致。利用水流代替空气流研究超紧凑燃烧室内冷态流场特性,能更直观地验证流场结构数值模拟结果的可靠性。 相似文献
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典型短舱进气道在侧风飞行条件下会发生流动分离,产生进气畸变,严重影响发动机性能。将等离子体流动控制技术用于短舱进气道侧风畸变控制,改善进气流场品质。采用纹影系统研究微秒脉冲介质阻挡放电(μs-DBD)等离子体激励器的激励特性,结果表明,任一脉冲周期的开始时刻激励流场产生半圆形冲击波,微秒脉冲通过对流场进行快速加热,能够产生冲击扰动效应,促进流动掺混。随后,采用总压探针对短舱进气道气动交界面处的总压损失情况进行测量,探究μs-DBD抑制侧风条件下短舱流动分离的规律。结果表明:μs-DBD激励能有效降低侧风条件下进气道分离流场的出口截面总压损失系数,缩小侧风分离区;流动控制效果随激励频率的增大而增强,当激励频率达到一定阈值后,流动分离得到完全控制;保持短舱进气道轴向与来流之间的夹角不变,在相同激励频率下,来流速度增大,流场分离程度减小,流动分离控制效果增强,分离流场得到完全控制所需的激励频率降低;探究不同激励器布局的控制效果,在相同来流参数和激励器参数下,展向布局激励效果优于流向布局激励。为进一步模拟真实发动机的影响,在短舱后部进行抽吸,短舱流通能力得到提升,流动分离减弱,但μs-DBD激励仍能对侧风流动分离进行有效控制,流动控制效果随激励频率的变化规律与无抽吸情况下相同。 相似文献
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高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空学报》2015,(10)
采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓,越易出现流场振荡现象,流场振荡越剧烈;型面设计参数β≤33°,能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中,流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态,且流场振荡频率逐渐下降;对于未发生流场振荡的进气道,随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。 相似文献
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短S形进气道流动特性数值模拟研究 总被引:5,自引:0,他引:5
借助于流体分析软件对5种特定的短S形进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。计算采用结构/非结构的混合式网格、标准的k-ε湍流模型求解三维Navier—stokes方程。计算选用零迎角、零侧滑角、马赫数为0.7的亚声速飞行状态。通过这5种管道的流动特性,即总压恢复系数及其分布、马赫数和流场畸变,表明采用2次弯折的短S形进气道,即使增加其等值段的长度,也难以减缓气流的分离,且出口存在着较大的低能区,应增加流动控制手段;而1次S形弯折的进气道,S形轴线较平滑,其长度可以大大缩短,但3.5倍直径长度的管道可以获得较好的流动效果。 相似文献
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基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。 相似文献
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涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。 相似文献
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基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善 总被引:2,自引:1,他引:2
针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%. 相似文献
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为了研究工作马赫数范围0~5的涡轮/冲压组合发动机进气道的工作特性,对一种内并联式涡轮基组合循环发动机(TBCC)变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征,在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例,分析了反压变化对进气道性能的影响,结果表明,进气道出口反压对进气道性能有重要影响,尤其是进气道在过渡工作状态时,两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线,初步研究了影响进气道性能的主要因素,分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。 相似文献
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方转圆对三维侧压进气道的流动特性影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对三维侧压进气道开展了方转圆研究,通过数值模拟对比了矩形出口、隔离段方转圆和内收缩段方转圆这3种方案进气道的基本性能和流场结构,分析了方转圆过程对进气道性能和流场结构的影响规律。结果表明:采用方转圆隔离段的三维侧压进气道总体性能要优于原型进气道,而在两个方转圆方案中,将内收缩段和隔离段视为一个整体进行方转圆的方案3,要优于从喉部截面开始方转圆的方案2;3种方案进气道隔离段二次流动的共同特点是在底板附近存在方向相反的两个流向涡,它们的强弱关系决定了底板低能流动的分布;始于侧板前缘根部的方转圆过程较始于喉部的方转圆过程对靠近侧板的流向涡的增强作用更大,这个涡提供的"下卷"作用具有改善角区低能流动的效果。 相似文献