进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议。在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题。为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出：应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化。     

进气道旋流畸变地面模拟与测量试验

基于飞行试验的应用特点,提出了进气道旋流畸变测试方法和评定指标,以某发动机试车台为试验平台,搭建了旋流模拟与测量系统,进行了整体涡旋流、对涡旋流、局部涡旋流的模拟与测量试验,验证了旋流模拟、测量方法与评价指标的有效性.建立三维数值模型进行了相应工况数值计算,并将试验结果和数值计算结果进行分析对比,发现结果吻合良好,误差较小.研究结果表明:研制的旋流发生器可模拟出不同涡结构和强度的旋流畸变,其中整体涡强度可达17°;提出的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,能够较为直观地反映出旋流流场的强弱和结构,可应用于飞行试验.研究结果为后续型号进气道旋流畸变试飞提供了技术储备.     

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。      

进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议.在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题.为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出:应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化.     

飞机可调斜板式进气道板位突变特性研究

通过分析可调斜板式进气道的调节规律,结合飞行试验数据和CFD三维流场仿真,研究了板位突变条件下的两个基本特性——进气道内流压力脉动、进气道入口激波系变化,进而分析了空中飞行时进气道异常响声的原因,提出可调斜板式进气道调节的优化方法,该特性研究方法对同类进气道试飞具有一定的工程应用价值。     

应用陷窝技术控制S进气道内流分离的研究

为了减小进气道内流动分离和出口气流畸变,在对S进气道内部流场进行数值研究基础上,应用 "Dimple"陷窝控制技术对S进气道内部分离流动进行了数值模拟和实验研究.结果表明,采用合适构型的"Dimple"陷窝被动控制方案可以明显减小进气道内部流动分离,改善出口压力分布,提高总压损失系数,降低S形进气道出口畸变指数,改善流场品质.     

进气道调节系统数字式控制器的设计与实现

某飞机进气道调节系统数字式控制器与进气道斜板位置传感器配套使用,形成斜板控制指令。由执行机构驱动斜板运动,改变进气道喉道面积,使进气道出口空气流量和流场满足发动机工作需求。通过数字仿真,对该斜板调节规律进行研究。分析了数字式控制器控制交联接口关系,提出数字式控制器的实现方案。论述了数字式控制器的软件设计。用地面试验和飞行试验对数字式控制器进行验证,结果证明该数字式控制器有效、准确、可靠。     

进气道出口可压缩附面层测量及其参数计算方法研究

为测量飞机进气道出口的可压缩附面层,在分析所需测量参数及探讨附面层参数计算方法的基础上,研制了附面层总压测量耙、总温测量耙。通过在公用测量段上安装附面层测量耙,对某飞机进气道在某高速风洞中进行了不同马赫数、攻角、侧滑角组合的吹风试验。17种组合工况的试验及计算结果表明:研制的附面层总压及总温测量耙应用效果较好;附面层参数计算方法准确,拟合后的附面层速度分布较为合理;该方法能够用于测量和评定进气道出口的可压缩附面层。     

导弹射流对进气道性能的影响

超音速战斗机发射导弹时,导弹发动机排放的燃气的温度很高。这种高温气体吸入进气道,使进气道里的气流温度陡然上升,并使进气道出口流场不均匀,致使发动机进口环境条件恶化,由此造成发动机喘振,甚至停车。采用计算流体力学方法,应用标准k-ε湍流模型和动态网格技术,对某型飞机发射导弹时的流场进行了模拟。计算分析了导弹射流对进气道性能的影响。数值计算结果反应了随着导弹移动进气道流场的变化情况,对于设计导弹发射点位置及进气道结构有一定的意义。     

S变进气道旋流的有效控制

本文提出一种新方法－唇口转动与管道栅栏组合法，旨在进一步改善大攻角下Ｓ弯进气道内的畸变流场。实验研究表明，本法和无涡控６０°攻角下旋流比较，可降低旋流约７０％，并能综合提高进气道内的气流流动品质。     

螺旋进气道流动特性的数值分析

用ＳＩＭＰＬＥ方法模拟了稳流实验条件下一螺旋进气道－气门－气缸内的三维流场,给出了模拟计算结果,并与实验进行了比较,发现两者规律基本相同．分析了流场的流动特性,从而为进气道的设计和改进提供有力的依据．     

航空发动机吸雨试验中进气道内水滴粒径变化

摘 要: 为了研究航空发动机吞水试验中,进气道内水滴粒径的变化,通过DPM模型数值仿真的方法,研究了吸雨模拟试验中发动机不同状态下进气道内水滴粒径的变化。计算结果展示了水滴进入进气道后粒径变化和液滴分布,结果表明：发动机不同状态下,不同初始粒径的水滴进入进气道后,液滴的平均体积直径和索太尔平均直径均急剧减小并维持在恒定值;发动机最大状态下,喷水装置以50°锥角喷射,水滴会随气流向进气道中心轴收敛,不同喷嘴喷出的水滴之间存在干涉;慢车状态下,进气道内水滴分布更加广泛,液滴直径值大于最大状态时,靠近进气道边缘的喷嘴会有一部分水滴打在唇口上,并飞溅至进气道外。     

基于IIR型滤波进气动态畸变飞行试验研究

开发集IIR型数字滤波器设计、滤波、紊流度计算为一体进气动态畸变数据处理工具,成功地应用于进气道/发动机相容性飞行试验中评定进气动态畸变。研究表明:1基于幅频特性考虑,采用巴特沃斯法对进气道动态压力滤波,紊流度计算结果比较准确;2滤波器阶数越高,平均紊流度计算结果越准确,建议选择4~6阶;截止频率越高,平均紊流度计算结果越大,截止频率过大或过小均不适宜,应根据实际采样率、发动机扰动频率等综合考虑选取;3飞行速度增大或发动机状态增大,导致进气道出口马赫数和紊流度增大,进气动态畸变程度严重,且呈现出一定的规律性。当飞行速度与发动机状态不匹配时,进气动态畸变会突增。     

叶片进口边位置对船用离心泵性能数值模拟与试验对比

为了研究叶片进口位置对船用离心泵内部流动和性能的影响。针对一国内生产的NSL125-415/A02型船用离心泵,在不改变原始叶轮设计的基础上,运用泵与旋转机械专业设计工具CFturbo分别将叶片进口边两次前移和两次后移,设计了四种新的叶型。然后采用全粘性三维湍流数学模型数值模拟计算了5组(包括原型泵)不同工况下的船用离心泵内流场,对比了不同位置叶片进口边对船用泵流量-扬程、流量-效率等外特性曲线以及叶轮内部流场在不同工况下的流动分布,并且将原型泵数值计算结果与试验进行了比对。结果表明：适当将叶片进口边位置向叶轮轮毂处偏移,可以相对改善叶轮内部流场分布情况,降低叶轮出口位置附近湍动能强度;在一定范围内,随着叶片进口边位置向轮毂处偏移,船用离心泵扬程有所提高,整体效率略有增加,且高效区域面积变大;通过与试验对比,运用数值计算方法来预测船用离心泵内部复杂三维流动是可行的。     

进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响

大涵道比涡扇发动机中的压气机中介机匣内存在流动分离,由此造成的损失和出口流场畸变对航空发动机的性能有重要影响。通过根部安装20%高度的扰流器以模拟径向进气畸变,对一台大涵道比涡扇发动机的压气机中介机匣开展了畸变影响气动性能的实验研究。实验结果表明：进气畸变导致进口截面的总压恢复和损失系数相较于均匀进气分别下降了0.684%和增加了9.74%;总压和和总温在通道整体高度40%以下区域亏损严重;在出口截面,进气畸变导致总压波动幅度大且40%高度以下存在低压区;出口总温由于气流的掺混明显高于均匀进气条件,出口速度明显降低。畸变气流通过中介机匣后,总温和总压分布较进口的畸变度下降且分布更加均匀;相较于进口畸变总压约30%的波动量,在出口处已经减小到了约10%。可见中介机匣对进口径向畸变沿流向的发展有明显改善作用。     

进口有旋及畸变条件下轴流式扩压器的数值分析

本文应用改进的二维椭圆型通用程序对锥形扩压器流场作了计算。计算扩张角2(?)的范围为8°,12°,15.8°和16°,面积比AR 为1.5～9.0左右。计算中应用湍流的有效粘性模型和二方程k—ε模型。扩压器进口气流条件为无旋的,有旋的和轴向畸变的三种。计算结果与试验性能数据的比较是令人满意的。文中还对JT3D涡扇发动机的环形扩压器进行全流场的计算。本方法可提供设计复杂形状扩压器或其他流域的流场分析,性能预报和试验方案。     

可变进气涡流系统气道入口流速的PIV测量

为了研究双进气道柴油机缸内涡流的调节原理及性能,在稳流气道试验台上测试了一种带涡流调节阀的新型气道组合的流通能力与调节涡流的性能.用PIV系统对各个工况下气道入口的流场进行测量,通过PIV系统输出的二维流场信息估算气道进气质量流量的变化及分配情况,同时利用AVL-FIRE对整个实验系统进行了CFD分析.结果表明,柴油机双进气道通过涡流控制阀调节直气道的进气质量流量及流速,引起总的质量流量的变化,进而改变了缸内涡流的大小.     

可变进气涡流系统气道入口流速的PIV测量

为了研究双进气道柴油机缸内涡流的调节原理及性能,在稳流气道试验台上测试了一种带涡流调节阀的新型气道组合的流通能力与调节涡流的性能.用PIV系统对各个工况下气道入口的流场进行测量,通过PIV系统输出的二维流场信息估算气道进气质量流量的变化及分配情况,同时利用AVL-FIRE对整个实验系统进行了CFD分析.结果表明,柴油机双进气道通过涡流控制阀调节直气道的进气质量流量及流速,引起总的质量流量的变化,进而改变了缸内涡流的大小.     

螺旋进料口的稳定性优化设计

应用三维造型技术结合有限元分析对承受真空的压力容器的螺旋进料口结构进行稳定性设计，得出在螺旋壳上设置卡子数量与降低壳体应力的关系，并由应力和变形分布图得出壁厚加大量与壳体在承受外压时的稳定性关系。