直升机进气道防冰试验方法设计与试验初探

进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况,造成降低发动机功率、增大了飞行负载等一系列危害,因此,发动机进气道防冰试飞尤为重要。本文在对国军标及适航相关标准研究的基础上,结合国外结冰的地面试验及飞行试验方法,设计了一种新的进气道防冰系统测试及试验方法,并开展试验验证,通过对试验结果深入分析发现了试验方法的不足,对后续直升机进气道的防冰试验具有指导意义。     

超声速等离子喷涂氧化锆粒子时的加热熔化特性分析

应用格林函数法求解超声速等离子喷涂(SAPS)过程中氧化钇稳定二氧化锆(YSZ)粒子的加热熔化时间问题,得到了一个解析解;对SAPS过程中粒子熔化时间和熔化界面推移情况进行了数值模拟,所得结果与实验结果相符.熔化过程的模拟结果显示:粒子的初始温度对熔化速率有一定的影响,喷涂前预热粒子可以加快它的熔化;减小粒子半径可以缩短粒子的熔化时间,提高粒子的扁平化程度.在SAPS过程中,通过过筛控制粒子半径有助于获得结构精细、致密的典型细密柱晶组织.     

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%。     

基于CFD的仿生非光滑表面柴油机螺旋进气道对进气过程质量流率的影响分析

通过在柴油机螺旋进气道表面增加仿生非光滑单元体,运用catia软件和gambit软件进行模型建立及网格划分,应用fluent软件和动网格技术对柴油机工作时的瞬态进气过程进行CFD分析;对比分析得出仿生非光滑表面显著提高了进气过程中进气道内气体的流速和质量流率。     

基于柴油机进气道有限元仿真的研究

鉴于柴油机螺旋进气道的结构复杂性和利用实验的方法了解气道内气体流动情况的难度,利用CAE技术探求气道几何形状对气体流动状况的影响规律,对所设计的气道的性能进行预测,从理论上提出改进和优化的方法,并利用数值建模将模型导入到有限元分析软件ANSYS中,将气道分段采取不同的网格对每部分进行分网处理,按照气门进出口压力差和升程等工况对气道内流动进行分析,使用ANSYS的后处理模块对计算结果进行处理,得到气道内、气道出口的速度分布、紊流动能分布等结果.     

超声速旋流分离器内气液两相流流动特性

采用考虑颗粒碰撞的欧拉-拉格朗日数值方法对超声速旋流分离器内部复杂的气液两相流场进行数值计算。在数值模拟中,采用RNG k-ε模型模拟气相流动,采用离散相模型(DPM)追踪颗粒运动轨迹。以湿空气为介质,测量超声速分离器的轴向压力并与数值模拟结果进行对比。结果表明:数值模拟结果和测量值较为一致;气体进入超声速喷管后发生膨胀形成低温(-70℃),使天然气中的水凝结为液滴,同时气体经旋流叶片产生旋流,经中心体的收缩形成较大的离心加速度(300000 g);在巨大的离心场作用下极少部分液相颗粒随气相从扩压器流出,大部分液相颗粒与旋流分离段壁面碰撞被吸附或直接进入积液槽空间被排出,达到气液分离的目的。     

高超声速 空天利器

<正>一段时期以来,关于高超声速飞行器的新闻频频占据媒体的醒目位置。听起来很炫的这个东西,到底是什么呢?所谓"高超声速飞行器",是指飞行速度超过5倍声速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。那么,这类飞行器有什么特殊,以至于要专门为它们取这样一个名字呢?要弄清楚这个问题,我们可能还得回过头去,从人类的飞行进化史中找寻答案。     

某型飞机防护栅套管固定螺栓断裂原因分析

某型飞机进气道防护栅转轴与套管固定螺栓断裂,经过对该高强度断裂螺栓断裂面的沿晶脆性分析、材料分析以及对3个该处螺栓进行的破坏试验和该螺栓受力情况的综合分析,排除该处螺栓的制造缺陷和定力过度导致螺栓断裂的原因后,认为该处螺栓在进行特检和大修更换开口销时震动进而导致螺栓松动引起了螺栓断裂,是由于松动而被打坏的.外场检查时,在确定磁粉探伤无裂纹的前提下,应采用正确的定力方法对该处螺栓进行安装,并确保拧紧.     

超声速圆盘空化器超空泡流动数值计算方法

以超空泡射弹为研究背景,为分析在超声速条件下水的压缩性对圆盘空化器超空泡流场的影响,基于理想可压缩流体势流理论,提出了一套有限体积数值计算方法.采用可压缩流体满足的连续性方程和Tait状态方程,结合Riabouchinsky超空泡闭合模式,提出了针对超空泡流场反问题的一种求解方法.根据超空泡表面不可穿透条件,设计了一种新的超空泡外形迭代方式.在解决超声速圆盘空化器超空泡流场计算问题的基础上,分析了压缩性对超空泡形态和阻力系数的影响.在超声速条件下（马赫数为1.0~1.2）,流体压缩性将导致超空泡前后略微不对称,前端比尾端截面更窄,空泡最大截面略微向后移;在相同空泡数下,随着马赫数的增加,空泡长细比逐渐增加,压差阻力系数也不断增加.计算结果与经验公式及有关文献结果吻合较好.     

乘波体前体/进气道优化设计及性能分析

在以圆锥流场生成乘波体外形基础上,对乘波体前体和冲压发动机进气道进行了优化设计。乘波体前体以设计点（Ma=4.5）为优化基础,综合考虑在各个飞行马赫数下的最佳气流转角问题。数值模拟结果表明,该方法设计的乘波体外形符合乘波反设计原理,在整个飞行马赫数范围内发动机的进气道性能良好。