亚声速压气机平面叶栅雷诺数影响试验

采用降低试验压力减小试验叶栅弦长雷诺数的方法,研究了UKG030.3压气机叶型叶片表面和尾迹区域气流随雷诺数、马赫数及攻角变化的流动特性,获得了表面等熵马赫数、总压损失系数等参数随雷诺数的变化规律。试验结果表明：弦长雷诺数减小到一定程度时,叶片吸力面峰值马赫数位置之后会逐渐呈现流动分离气泡产生、分离气泡扩大至分离气泡破碎的过程;长分离气泡出现以后尾迹宽度和叶型总压损失突然急剧增大,但损失突增所对应的临界雷诺数并不一致;叶型总压损失和弦长雷诺数经地面状态参数比值处理以后可以发现,总压损失比突增位置处于0.4倍弦长雷诺数比附近。     

不同插板下的航空发动机进口压力畸变试验

为了得到不同插板形状对航空发动机进气畸变的影响规律,分别采用平插板和角插板方式在插板式压力畸变发生器上 开展了某型发动机进气畸变试验,并采用综合指数法对数据进行分析。结果表明：在插板遮挡区域内形成了广阔范围的总压恢复系数小的区域,且平插板形成的范围更大;在发动机0.9状态下,为形成综合畸变指数为13%的畸变,需使平插板插入0.3、角插板插入0.4深度,采用平插板时具有更大的面平均总压恢复系数、更低的流量;在相同发动机转速下,随插板步进,周向畸变指数和面平均紊流度均增大,且在小深度时面平均紊流度对畸变指数贡献大,在大深度时周向畸变指数贡献大;对2种插板的畸变趋势与发动机状态、插板深度的关系进行预测可知,在不同发动机状态下,畸变强度均随插板插入深度的增加而增大。研究结果可为后续发动机进气畸变研究提供依据。     

风洞亚音速M数微调研究

本文研究了通过调节第二喉道截面积来微调风洞实验段马赫数的方法,并给出了其方法的控制参数。实验结果表明,此方法调节时间短、精度高。     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。     

枭龙飞机Bump进气道设计

对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道(Bump)的设计和风洞试验进行了分析。结果表明:枭龙飞机Bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02~0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。     

波瓣强迫混合器掺混及燃烧模型实验

针对一个带中心内锥结构的二元波瓣强迫混合器,在模拟加力燃烧室的实验装置上对其掺混和燃烧性能进行了模型实验研究,并与常规的平行进气混合结构进行对比分析。实验结果表明:波瓣混合器使得内、外涵混合气流沿通道高度方向的总压和总温分布趋于均匀,总压损失略大于常规混合器。在相同的油气比下,波瓣混合器可以使燃烧效率较常规混合器提高约10%,而且对点火和燃烧的稳定起到了明显的改善作用。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏.文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析.研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低.     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化为0°～25°,流量系数为0.29～2.07.研究结果表明:在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°～1...     

进口附面层对串列叶栅气动性能的影响研究

为探究进口附面层对串列叶栅气动性能的影响，以高亚声速压气机常规叶栅及其改型串列叶栅为研究对象，基于数值方法对比分析了不同进口附面层厚度对两叶栅的总体性能及三维角区分离的影响。结果表明：随着进口附面层厚度增加，原型叶栅三维角区分离范围沿展向逐渐增大，而串列叶栅三维角区分离范围的增加主要体现在周向。由于进口附面层的存在，串列叶栅前后叶片之间的缝隙射流与近端壁低能流体的相互作用所产生的通道涡、诱导涡及角涡是总压损失增大的主要原因。串列叶栅与原型叶栅相比能有效降低总压损失和提高静压升，然而附面层厚度的增加会减小这一优势；进口附面层厚度相对叶高的比值为0%,5%,12.5%时，串列叶栅的出口总压损失系数较原型叶栅分别降低11.1%,5.5%和4.1%，静压升系数分别提高7.4%,6.5%和6.4%。     

涡扇发动机试车台进气导流装置优化初探

简要介绍了航空发动机试车台进气导流装置的结构形式,然后运用数值模拟手段对进气导流装置进行了分析,论证了进气导流装置方案的可行性和必要性。基于给定分析条件,对导流片安装角、叶片数量、进气角、圆弧半径、排气角5个变量进行组合分析,给出了5个变量与总压损失的关系;综合考虑规范要求、工程可实施性及经济成本,选出进气导流装置的5个优化参数组合(进气角0°、安装角47°、圆弧半径560 mm、叶片数量25、排气角-2°),使得试车间流场均匀度最好。