S弯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．     

稳定叶片对S弯进气道流场的作用规律研究

本文就稳定叶片对６０°或４５°攻角下Ｓ弯进气道内的气流流动作用规律进行了实验研究，稳定叶片被安放在进气道的进口处，且可以绕轴自由转动．结果表明，该叶片在气流流场中有两个自动稳定位置，气流对叶片没有造成气动力的合力矩．另外，在两个稳定位置下的Ｓ弯进气道出口分别出现了顺时针和逆时针方向旋转的固体式单涡旋流．本文研究结果为后来的旋流控制或旋流模拟打下了重要基础     

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.     

弯曲进气道内外二维湍流流场数值分析与实验研究

本文应用有限体积法以二个埋入式弯曲进气管道内外流场进行了数值分析计算，其中用ＴＴＭ法生成了较为合理贴体曲线坐标网格，用ｋ－ε双方程形式湍流模型近似地模化了进气道内外的复杂湍流流声援笔有关实验数据对照后表明：来自进气道前方的进气气流一部分被管道吸入，另一部分沿着机体表面方向流过，管道进气口背风侧处存在一个明显分离区，进气道内部气流流动已经出现了严重畸变，数值计算和有关实验数据吻合得较好，为进一步研究     

RBCC飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,Rocket Based Combined Cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,这就要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。本文以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,本文所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

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.     

火箭基组合动力循环飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,rocket based combined cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

固体燃料冲压发动机进气道改进研究

本文对发动机进气道单锥型扩压器模型进行改进,通过搭建双锥型扩压器模型,对其进行了理论分析,最后通过计算机程序计算,再与改进前的模型性能进行对比。     

流体振荡器在进气道流动控制中的应用研究

采用数值方法,对流体振荡器在S形进气道流动分离中的控制效果进行了仿真研究。应用CFD软件模拟计算了流体振荡器对进气道分离控制的作用,详细讨论了不同射流频率和射流角度对控制效果的影响。通过对流场的分析得出:射流频率和射流角度对控制效果有显著影响。射流频率为554 Hz,射流角度为45°时,控制效果最佳,总压恢复系数增加了0.403%,总压畸变指数减少了6.96%,分离区长度减少了8.07%。     

风洞发动机的神经网络控制

本文介绍ＦＬ－７风洞功率源－３台航空发动机的神经网络控制，这是一个非线性控制系统，通过对非线性动态特性分析，采用神经网络预报控制与旁路活门协调控制相结合，达到优化控制，仿真试验表明，控制系统不仅精度高，可靠性好，响应速度快，而且节省燃油。     

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟研究

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟的控制方程为雷诺平均可压缩纳维尔．斯托克斯（Navier-Stokes）方程,数值格式为二阶迎风格式。对弹用双锥进气道流场进行了数值模拟,得到了清晰的流场结构。数值计算结果显示：进气道在来流马赫数为2．5时有较高的总压恢复系数,但是流量系数较低,来流马赫数为3时总压恢复系数有所降低,但流量系数增加较快,此时进气道仍然工作正常。说明双锥进气道能够满足冲压增程炮弹的使用要求。     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据。为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究。研究结果表明:在马赫数0.2~0.6,姿态角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,能够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。     

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。     

基于PID趋近律的航空发动机滑模变结构控制

研究了一种自调节趋近律的滑模变结构控制器,以切换函数s作为偏差,趋近速度由一个PID控制器调节,目的是使到达滑模面的穿越速度最小从而减少抖振,同时使到达滑模面时间最短.根据航空发动机稳态数学模型,设计其滑模变结构控制律,构建了基于PXI总线的发动机滑模控制平台.通过半实物实验结果证明,该控制器响应速度快,高频抖振很小,具有很强的鲁棒性能和跟踪性能.     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

侧压式进气道自起动数值模拟

本文采用加速的方法,数值模拟了侧压式进气道自起动现象。研究结果表明低马赫数不起动的侧压式进气道通过加速可以实现自起动,此时的侧压式进气道流场总体性能与直接起动的进气道流场总体性能存在差异,使得直接起动的进气道有较高的总压恢复。     

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.     

关于加权组合旋流强度的研究

通过理论分析表明，传统的组合旋流强度定义不能充分体现组合旋流的流体动力学规律．在冷态实验中，用热线风速仪测量研究了旋流燃烧器喷口的流场特性．通过对实验结果的分析，严格证明了组合旋转射流的各层射流对流场的贡献并不相同．对射流的最大回流率而言，燃烧器内层的射流贡献大于外层的射流．在此基础上，提出了“加权组合旋流强度”的概念，使用权函数来体现各层风对流场特性影响的作用大小．实验数据的分析证明，加权组合旋流强度可以将实验范围内各工况的最大回流率分布拟合为一个线性的公式，相关系数的数值约为0．9，这优于使用传统的组合旋流强度拟合的公式．     

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明：锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。