進(jìn)氣道
- 進(jìn)氣流態(tài)對天然氣發(fā)動機(jī)性能影響的試驗研究
獲得最優(yōu)的滾流進(jìn)氣道，文獻(xiàn)[12—14]分析了不同進(jìn)氣結(jié)構(gòu)參數(shù)下的滾流組織；為改善當(dāng)量天然氣發(fā)動機(jī)的燃燒，王獻(xiàn)澤[15]采用仿真手段對進(jìn)氣道和燃燒室結(jié)構(gòu)進(jìn)行了協(xié)同優(yōu)化，韓志[16]仿真分析了燃燒室頂部起脊，并匹配切向氣道實現(xiàn)高滾流的方式.這些研究都表明，進(jìn)氣道優(yōu)化對于組織滾流運(yùn)動的重要作用.商用車天然氣發(fā)動機(jī)大都由柴油機(jī)改制而來，進(jìn)氣通常具有明顯的渦流特征，通過對進(jìn)氣道進(jìn)行適當(dāng)改制，提高滾流比，可兼顧改善燃燒和控制開發(fā)成本的要求.鑒于目前缺乏改制氣道相關(guān)的
內(nèi)燃機(jī)學(xué)報 2023年5期2023-09-26
- 基于嵌套網(wǎng)格變幾何軸對稱進(jìn)氣道非定常數(shù)值模擬
求的動力形式。進(jìn)氣道作為推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，其性能對飛行器性能有至關(guān)重要的影響，必須在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)穩(wěn)定工作，另外還要求：總壓損失小、出口流場均勻、工作穩(wěn)定、抗干擾能力強(qiáng)、阻力小等[1]。這就對進(jìn)氣道寬速域設(shè)計提出了巨大挑戰(zhàn)。如何使進(jìn)氣道在寬速域范圍內(nèi)保持良好的工作狀態(tài)，一直是組合動力高速飛行器的設(shè)計難點，國內(nèi)外對此開展了很多研究。常用的方法是針對固定幾何進(jìn)氣道設(shè)計抽吸、溢流[2]，盡量降低進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)，但這種方法效果有限，并不能提高總體性能，甚至可能
航空學(xué)報 2022年12期2023-01-10
- 旋轉(zhuǎn)爆震反壓擾動下超聲速進(jìn)氣道流動特性數(shù)值分析
[9-11]。進(jìn)氣道作為吸氣式爆震發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵氣動部件之一，它的正常、高效工作對爆震發(fā)動機(jī)至關(guān)重要。與傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道功能類似，爆震發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的主要作用就是在不同飛行條件下，將外部氣流順利地引入發(fā)動機(jī)，使發(fā)動機(jī)獲得所需的空氣流量，并提高氣流的壓力。但是由于爆震發(fā)動機(jī)的工作具有高度非定常性，其主燃燒室內(nèi)壓力脈動非常劇烈，對于沖壓爆震發(fā)動機(jī)，其主燃燒室和進(jìn)氣道之間缺乏機(jī)械隔離部件(如壓力機(jī)、風(fēng)扇等旋轉(zhuǎn)部件)，燃燒室與進(jìn)氣道流動相互作用更加劇烈，爆震波產(chǎn)
火箭推進(jìn) 2022年6期2022-12-25
- 一種進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)地面匹配試驗方法
量Ma/MaX進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)σ/σX進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)Tu/TuX紊流度Δσ/ΔσX周向畸變指數(shù)W/WX綜合畸變指數(shù)p02/p02X進(jìn)氣道出口平均總壓pij穩(wěn)態(tài)總壓測點測量值pm靜壓測點測量值p0k脈動總壓測點測量值下標(biāo)X經(jīng)過流量修正后的修正值下標(biāo)i=1,…,5 穩(wěn)態(tài)總壓測點沿周向下標(biāo)j=1,…,8 穩(wěn)態(tài)總壓測點沿徑向編號下標(biāo)m=1,…,8 靜壓測點編號下標(biāo)k=1,…,8 脈動總壓測點編號p0來流總壓Tuk測點紊流度p0k測點動態(tài)壓力值p0k測點動態(tài)
航空發(fā)動機(jī) 2022年5期2022-11-28
- 基于邊界層抽吸的埋入式進(jìn)氣道性能優(yōu)化研究
年代起，埋入式進(jìn)氣道就引起了國外學(xué)者的普遍關(guān)注，通過一系列的試驗研究，明確了此類進(jìn)氣道具有低速性能好、高速性能偏差的基本特性[1-4]?；诼袢胧?span id="j5i0abt0b" class="hl">進(jìn)氣道的基本特性，近年來，國內(nèi)外學(xué)者開展了形式多樣的優(yōu)化設(shè)計研究工作。2004 年，Knight 等對一種彈用埋入式進(jìn)氣道進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計研究，通過在管道內(nèi)加裝擾流片的形式改善了進(jìn)氣道的畸變情況[5]。2012 年，南京航空航天大學(xué)程代姝等對管道內(nèi)安裝擾流片和彈體表面吹氣的埋入式進(jìn)氣道性能進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，結(jié)果表
航空科學(xué)技術(shù) 2022年7期2022-07-30
- S彎進(jìn)氣道吞水過程仿真分析
中，由于其配裝進(jìn)氣道主要為“直通型”，考慮液態(tài)水滴的重力下沉現(xiàn)象，此“1/3扇形面積”往往給定為發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面的正下方[10]。對于第4、5代戰(zhàn)機(jī)，為提高隱身性能，往往配裝全遮擋的大S彎進(jìn)氣道，該類進(jìn)氣道吞水后，由于進(jìn)氣道型面彎折較大，液態(tài)水滴達(dá)到發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面后，其集中分布情況可能與傳統(tǒng)經(jīng)驗不一致，即有可能出現(xiàn)高水量區(qū)域不在發(fā)動機(jī)進(jìn)口下方的情況。對于發(fā)動機(jī)控制而言，進(jìn)行發(fā)動機(jī)主要截面溫度、壓力測量的受感部在周向有特定的位置分布，發(fā)動機(jī)進(jìn)口水量分布差異會對
航空發(fā)動機(jī) 2022年6期2022-02-06
- 高超聲速進(jìn)氣道飛行器一體化設(shè)計技術(shù)的發(fā)展
心,而高超聲速進(jìn)氣道則是超燃沖壓發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件之一,其利用自身壓縮結(jié)構(gòu),將前方高速來流減速降低至燃燒室能夠工作的一個范圍,并提高壓力,將氣流動能有效轉(zhuǎn)化為勢能,為燃燒室提供所需流量和品質(zhì)的空氣,確保發(fā)動機(jī)穩(wěn)定可靠工作.高超聲速進(jìn)氣道除了作為發(fā)動機(jī)關(guān)鍵部件外,也影響飛行器的升阻比、配平特性等氣動性能,與飛行器的整體布局和性能特性聯(lián)系也更加緊密.飛行器的任務(wù)特點、氣動特性以及動力系統(tǒng)性能都和進(jìn)氣道的布局形式以及性能相耦合,須綜合考慮.超聲速進(jìn)氣道設(shè)計通常基于
氣體物理 2021年4期2021-08-06
- 超聲速狀態(tài)下的進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)研究
超聲速狀態(tài)下的進(jìn)氣道的工作狀態(tài)復(fù)雜，容易出現(xiàn)喘振與癢振等不穩(wěn)定工作情況，與發(fā)動機(jī)耦合關(guān)系愈加明顯。當(dāng)進(jìn)/發(fā)一體化模型進(jìn)入過渡態(tài)工作時，即進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)的大部分性能參數(shù)在較短的時間內(nèi)發(fā)生明顯改變，需要受到轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速極限、壓氣機(jī)喘振邊界、渦輪葉片最大工作溫度和燃燒室最大壓力等限制。因此，在超聲速過渡態(tài)中進(jìn)行進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)是十分必要的。進(jìn)氣道的研究發(fā)展已持續(xù)半個世紀(jì)之久，研發(fā)過程中需進(jìn)行CFD流場仿真計算并結(jié)合大量的風(fēng)洞試驗，尋求設(shè)計出具有高總壓恢復(fù)系數(shù)，低流
中國設(shè)備工程 2021年14期2021-07-30
- 一種可變內(nèi)收縮比的進(jìn)氣道自起動數(shù)值仿真
重要的里程碑。進(jìn)氣道作為高速飛行器的“龍頭”部件，其工作狀態(tài)關(guān)系著整個發(fā)動機(jī)性能。高速飛行狀態(tài)時，一種處于起動狀態(tài)的進(jìn)氣道能夠向下游發(fā)動機(jī)提供品質(zhì)優(yōu)良的空氣，是發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作的前提，一旦進(jìn)氣道處于不起動狀態(tài)，會造成其工作性能急劇下降，嚴(yán)重時會造成發(fā)動機(jī)熄火。經(jīng)研究表明[4-7]:進(jìn)氣道內(nèi)收縮比影響著進(jìn)氣道的自起動性能，適當(dāng)降低進(jìn)氣道內(nèi)收縮比可以提高進(jìn)氣道自起動能力。進(jìn)氣道內(nèi)收縮比是指內(nèi)壓段進(jìn)口高度與喉道高度之比。調(diào)節(jié)進(jìn)氣道唇口角度和喉道高度均可改變進(jìn)氣道內(nèi)
機(jī)械制造與自動化 2021年2期2021-05-21
- 不同抽吸孔布局的進(jìn)氣道數(shù)值模擬機(jī)理分析*
吸孔設(shè)計是抑制進(jìn)氣道激波與附面層干擾引起分離現(xiàn)象的方法之一。由于超聲速進(jìn)氣道內(nèi)不可避免存在分離現(xiàn)象，附面層形成大尺度分離流[1]，使得進(jìn)氣道進(jìn)口面積減小、流量系數(shù)降低，并伴隨產(chǎn)生低頻氣動力/熱載荷震蕩，嚴(yán)重時可導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動[2]。為了提高進(jìn)氣道的性能，通常在進(jìn)氣道內(nèi)設(shè)計吹除、抽吸、渦流發(fā)生器等措施[3-4]，其中抽吸孔是較為簡單和常規(guī)設(shè)計方法。針對沖壓發(fā)動機(jī)超聲速進(jìn)氣道內(nèi)流場分析和控制分離現(xiàn)象,已有大量的理論研究和實驗驗證。Herrmann等[5]針對
現(xiàn)代防御技術(shù) 2021年2期2021-05-12
- 超聲速進(jìn)氣道壓力估算方法及驗證
工作的特點。其進(jìn)氣道通過激波系的壓縮使來流減速增壓，以滿足發(fā)動機(jī)的使用要求，是沖壓發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件[1]。低空高速飛行時，該類型飛行器的進(jìn)氣道壓力可達(dá)來流壓力的數(shù)十倍，對結(jié)構(gòu)安全產(chǎn)生較大威脅。因此進(jìn)氣道壓力載荷的預(yù)示和限制，成為飛行器研制過程中必須解決的關(guān)鍵問題之一。國外亞燃沖壓發(fā)動機(jī)PTV的研制中，采用了進(jìn)氣道壓力限制技術(shù)，通過控制燃料供應(yīng)量以降低由于進(jìn)氣道超壓導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)失效風(fēng)險[2]。進(jìn)氣道壓力載荷預(yù)示一般使用數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗方法。白曉征等[3]對馬
航空工程進(jìn)展 2020年6期2021-01-05
- 1 種寬馬赫數(shù)二元超聲速進(jìn)氣道性能快速計算方法
16）0 引言進(jìn)氣道是現(xiàn)代高性能超聲速飛行器推進(jìn)裝置的重要部件，對于1 個工作在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的超聲速飛行器，幾何型面固定的進(jìn)氣道無法滿足不同飛行速度下的性能需求[1-4]，這種能力不匹配問題會隨著飛行器速度的提高而愈發(fā)突出。因此設(shè)計人員開始考慮寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)性能表現(xiàn)更優(yōu)的變幾何進(jìn)氣道方案[5-7]。通常采用的方案是根據(jù)相關(guān)準(zhǔn)則設(shè)計不同的進(jìn)氣道壓縮楔角調(diào)節(jié)規(guī)律[8-10]。美國的X-43A 飛行器的部分唇罩可以轉(zhuǎn)動來匹配不同的飛行馬赫數(shù)[11]；日本JAX
航空發(fā)動機(jī) 2020年5期2020-11-05
- 帶輔助進(jìn)氣的二元超聲速進(jìn)氣道低速特性
0 引 言飛機(jī)進(jìn)氣道的作用是在全飛行包線范圍內(nèi)向發(fā)動機(jī)提供合適流量的空氣，同時確保所提供的氣流場有較高的總壓恢復(fù)以及較低的畸變[1]。對于超聲速飛機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計而言，要在全飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)同時滿足發(fā)動機(jī)對進(jìn)氣流量的需求是非常困難的。當(dāng)在超聲速大馬赫數(shù)下飛行時，前方來流在進(jìn)氣道入口的沖壓作用顯著，進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量關(guān)系為供大于需，易造成激波損失嚴(yán)重、進(jìn)氣道喘振[2]及進(jìn)氣道溢流阻力大[3]等問題，需采用喉道幾何面積可調(diào)[4]以及進(jìn)氣道下游旁路放氣[5]等方式來
實驗流體力學(xué) 2020年5期2020-11-03
- ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計及其超聲速性能快速預(yù)估
，王雪坤ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計及其超聲速性能快速預(yù)估蒲曉航，蔡 強(qiáng)，常 浩，黃慧慧，王雪坤（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）傳統(tǒng)彈用ATR進(jìn)氣道一般為后置“X型”四旁側(cè)二元混壓式進(jìn)氣道。為得到構(gòu)型適宜、性能優(yōu)越的彈用ATR進(jìn)氣道，采用混壓式進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮角約束松弛的方法對ATR進(jìn)氣道進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計，改進(jìn)后進(jìn)氣道抗背壓能力、總壓比和總壓恢復(fù)系數(shù)均提升50%左右。為快速分析特定來流和背壓組合工況下的進(jìn)氣道性能，針對改進(jìn)后的彈用ATR進(jìn)氣道建立了進(jìn)氣道超
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2020年3期2020-06-22
- 亞聲速無人機(jī)背部S彎進(jìn)氣道設(shè)計與試驗
0 引言無人機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計是無人機(jī)氣動設(shè)計的重要組成部分[1]，其性能的優(yōu)劣直接影響無人機(jī)用渦噴發(fā)動機(jī)的性能。對無人機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計的基本要求有3點：盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)；盡可能小的進(jìn)氣畸變；足夠的空氣流量。同時應(yīng)保證高質(zhì)量的進(jìn)口流場、小的飛行阻力和滿足隱身性的要求[2]。S彎進(jìn)氣道可以提高無人機(jī)的隱身性能，并有效減小機(jī)身截面積，從而減小飛行阻力，因此在以噴氣式發(fā)動機(jī)為動力裝置的無人機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用[3]。S彎進(jìn)氣道在無人機(jī)上的布置方式受多種因素影響，當(dāng)強(qiáng)調(diào)
航空發(fā)動機(jī) 2020年2期2020-06-13
- 帶分散式進(jìn)氣道SRM噴管擴(kuò)張段補(bǔ)充燃燒研究
本文采用分布式進(jìn)氣道將空氣引入噴管擴(kuò)張段，對燃?xì)獾亩稳紵M(jìn)行了仿真研究，得到了不同攻角和關(guān)閉某個進(jìn)氣道情況的推力增益和矢量控制。1 物理模型與數(shù)值方法1.1 物理模型如圖1所示，在彈體中段軸對稱安裝四個進(jìn)氣道，將空氣引入噴管擴(kuò)張段進(jìn)行補(bǔ)充燃燒。進(jìn)氣道為方形，安裝在彈體中段，由楔形板對高馬赫數(shù)來流進(jìn)行壓縮，使來流減速增壓。低能的附面層要盡量阻隔在進(jìn)氣道外，這有利于提高總壓恢復(fù)系數(shù)，而且隔離段可以使流場的畸變降低，這就需要設(shè)置附面層隔道來隔開彈體與進(jìn)氣道。這
兵器裝備工程學(xué)報 2019年7期2019-08-13
- 國外TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計和試驗研究綜述
機(jī)的關(guān)鍵部件，進(jìn)氣道的主要功能是向渦輪發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)或沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒室提供具有一定壓力、溫度和速度的空氣，并在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程(渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓模態(tài)或沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換到渦輪模態(tài))中向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流[1]。當(dāng)前TBCC發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道類型主要有軸對稱進(jìn)氣道、二元進(jìn)氣道和三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道等，其共同的設(shè)計目標(biāo)是使進(jìn)氣道的質(zhì)量輕、壓縮效率高、出口氣流均勻、工作馬赫數(shù)范圍寬廣等[2]。軸對稱進(jìn)氣道構(gòu)型簡單，結(jié)構(gòu)易調(diào)，不易受起動干擾，且有豐富的參考數(shù)據(jù)，但飛
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2019年3期2019-07-12
- 迎角變化引起的高超聲速進(jìn)氣道起動遲滯現(xiàn)象試驗研究
生推力[1]。進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件，其性能直接決定了發(fā)動機(jī)的工作效率，尤其是進(jìn)氣道的起動性能直接影響發(fā)動機(jī)的工作范圍。因此，開展進(jìn)氣道起動性能的研究很有必要[2-3]。文獻(xiàn)[3]指出高超聲速進(jìn)氣道起動過程中存在遲滯現(xiàn)象，即進(jìn)氣道由不起動轉(zhuǎn)變?yōu)槠饎?，但不能通過這一過程的逆向路徑由起動轉(zhuǎn)變?yōu)椴黄饎覽4]。目前國內(nèi)外學(xué)者對馬赫數(shù)和內(nèi)收縮比引起的進(jìn)氣道遲滯現(xiàn)象開展了大量研究[5-8]，但對迎角(Angle of attcck,AOA)引起的進(jìn)氣道遲滯
實驗流體力學(xué) 2019年3期2019-07-10
- 內(nèi)壓縮波系對高超聲速進(jìn)氣道自起動性能影響研究
引 言高超聲速進(jìn)氣道(以下簡稱高超進(jìn)氣道)作為超燃沖壓發(fā)動機(jī)的重要?dú)鈩硬考?，其工作狀態(tài)將直接影響發(fā)動機(jī)整體效能的發(fā)揮[1]。不起動作為進(jìn)氣道的一種非正常工作狀態(tài)，其帶來的流場脈動將嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)的推力性能，甚至對結(jié)構(gòu)造成破壞[2]。由于在實際飛行中導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動的誘因繁多，因此，一旦進(jìn)氣道進(jìn)入到不起動狀態(tài)，在不起動誘因消失后進(jìn)氣道還能否恢復(fù)起動狀態(tài)下的自起動能力也是衡量進(jìn)氣道性能的重要指標(biāo)。針對自起動問題，Kantrowitz[3-4]最早通過假設(shè)自起動
實驗流體力學(xué) 2019年3期2019-07-10
- 內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計綜述
鍵[1-3],進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計則是其中的核心之一[4-8]。在飛行器前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計中，飛行器前體須在滿足升力、機(jī)械強(qiáng)度和熱防護(hù)的同時為進(jìn)氣道提供足夠的高品質(zhì)流場，對此,相關(guān)學(xué)者已進(jìn)行了大量研究[9-11]。而進(jìn)氣道則需要對捕獲的氣流進(jìn)行高效壓縮使發(fā)動機(jī)產(chǎn)生足夠推力。高超聲速條件下，與傳統(tǒng)的二元、軸對稱和側(cè)壓式進(jìn)氣道相比，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道具有外阻和尺寸較小，壓縮效率較高的優(yōu)勢[12-15]，近十幾年來得到了較為深入的研究。目前比較有代表性
實驗流體力學(xué) 2019年3期2019-07-10
- 帶鼓包的背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道流場特性及參數(shù)影響規(guī)律
621000)進(jìn)氣道作為推進(jìn)系統(tǒng)的重要組成部分,其性能的優(yōu)越將直接影響戰(zhàn)斗機(jī)的性能。對于高隱身需求的作戰(zhàn)飛機(jī),進(jìn)氣道系統(tǒng)的雷達(dá)散射面積能否有效控制直接影響飛機(jī)的隱身性能[1]。為降低飛機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的雷達(dá)散射面積,進(jìn)氣道布局形式上可采用背負(fù)式設(shè)計,同時,為實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)進(jìn)口端面的有效遮擋,可采用緊湊的蛇形大S彎內(nèi)管道形式[2]。這種高隱身的進(jìn)氣道系統(tǒng)設(shè)計近些年來受到了越來越多飛行器設(shè)計者的青睞[3],如美國的“B2”、“X-47”等飛行器就采用了背負(fù)式進(jìn)氣道布局
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2019年3期2019-07-03
- 車用柴油機(jī)進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計及性能研究
題詞：柴油機(jī) 進(jìn)氣道 渦流比 燃燒效率1 前言日益嚴(yán)苛的排放法規(guī)及燃油經(jīng)濟(jì)性法規(guī)推動著內(nèi)燃機(jī)向更清潔、更高效的方向發(fā)展。我國乘用車第Ⅳ階段油耗法規(guī)要求，到2020年平均油耗需降至5.0 L/100 km[1]。柴油機(jī)作為目前最高效的內(nèi)燃動力機(jī)械之一，是實現(xiàn)法規(guī)要求的有效技術(shù)措施。進(jìn)氣道作為柴油機(jī)燃燒系統(tǒng)的關(guān)鍵要素，對動力輸出、燃油經(jīng)濟(jì)性以及排放水平有著顯著影響[2-3]，國內(nèi)外對其開展了大量的研究工作，主要采用穩(wěn)流試驗和數(shù)值模擬技術(shù)[3-5]對柴油機(jī)進(jìn)氣道
汽車技術(shù) 2019年5期2019-05-28
- 低動能來流下背負(fù)式進(jìn)氣道非定常流動特性分析
標(biāo)。背負(fù)式S彎進(jìn)氣道可以大幅降低進(jìn)氣系統(tǒng)的雷達(dá)反射面積，提升戰(zhàn)斗機(jī)隱身性能，在無人機(jī)設(shè)計中得到了廣泛的應(yīng)用。針對背負(fù)式S彎進(jìn)氣道的設(shè)計及氣動特性研究，國內(nèi)外已開展了一些研究工作。李大偉等[1-2]設(shè)計了一種適用于無人機(jī)的背負(fù)式S形進(jìn)氣道，隨后探究了采用流場控制技術(shù)改善背負(fù)式S彎進(jìn)氣道出口流場分布，降低畸變指數(shù)。郁新華等[3]利用風(fēng)洞試驗探究了背負(fù)式進(jìn)氣道在不同迎角和側(cè)滑角時的氣動特性。譚慧俊和郭榮偉[4-5]設(shè)計了一種背負(fù)式無隔道進(jìn)氣道，其選取的進(jìn)口鼓包能
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2019年4期2019-05-05
- 某型運(yùn)輸機(jī)APU進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計及安全性分析
1??APU 進(jìn)氣道出口參數(shù)計算1.1??APU 進(jìn)氣系統(tǒng)的流量計算APU進(jìn)氣系統(tǒng)的流量計算公式如下[6-8]：式（1）和式（2）中：Qi為每個測點所測小區(qū)域的流量；為進(jìn)氣道出口截面處各測點的總壓；為進(jìn)氣道出口截面處各測點的總溫；Ai為進(jìn)氣道出口截面處各測點所對應(yīng)的面積；λi為進(jìn)氣道出口截面處各測點的速度因素；K和k為氣體常數(shù)，K=0.0404，k=1.4。1.2??APU 進(jìn)氣系統(tǒng)出口的壓力畸變系數(shù)APU進(jìn)氣系統(tǒng)出口的壓力畸變系數(shù)DC定義如下：2??優(yōu)化
工程與試驗 2019年4期2019-03-27
- 三種二元變幾何超聲速進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)方案設(shè)計及性能對比
210016)進(jìn)氣道是吸氣式飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的重要組成部件，其作用是捕獲、壓縮自由來流，為燃燒室提供滿足一定要求的氣流。進(jìn)氣道高效高性能地工作是整個飛行系統(tǒng)高效運(yùn)行的前提[1-3]。對于寬工作馬赫數(shù)范圍的超聲速進(jìn)氣道，必須保證在整個工作范圍內(nèi)正常工作。為滿足低來流馬赫數(shù)時進(jìn)氣道能正常起動，要求進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比較小，但是為了保證高馬赫數(shù)時進(jìn)氣道的性能較好，則要求進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比要大，以減小總壓損失[4]，由此可見定幾何的進(jìn)氣道型面難以同時兼顧高低馬赫數(shù)下的性能
重慶理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)) 2018年9期2018-10-17
- 合成射流對高超聲速進(jìn)氣道起動特性影響數(shù)值模擬研究
引 言高超聲速進(jìn)氣道是超然沖壓發(fā)動機(jī)的重要組成部分之一，高超聲速進(jìn)氣道不起動問題是高超聲速進(jìn)氣道研究熱點問題之一，國內(nèi)外對此開展了大量實驗與數(shù)值模擬研究[1-6]，取得了大量的研究成果。進(jìn)氣道在低于設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài)下飛行時，激波誘導(dǎo)邊界層分離是造成進(jìn)氣道不起動的主要原因，其中對邊界層分離控制有主動控制和被動控制，被動控制局限于工況的改變而無法做出相應(yīng)的調(diào)整[7-8]，而主動控制可以根據(jù)工況改變進(jìn)行調(diào)節(jié)控制[9-12]。合成射流是一種新型的主動流動控制方法，具
空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年4期2018-10-08
- S形進(jìn)氣道錘激波的動態(tài)特性
100083進(jìn)氣道的錘激波載荷由發(fā)動機(jī)強(qiáng)喘振引起。發(fā)動機(jī)喘振主要由壓氣機(jī)葉片的部分或全部失速所產(chǎn)生，可導(dǎo)致進(jìn)入發(fā)動機(jī)的流量突然減少，同時伴隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力的急劇升高。這種壓力的突變會產(chǎn)生向上游傳播的壓力波，一般稱為錘激波。錘激波的峰值壓力遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于定常狀態(tài)的壓力值，通常能達(dá)到定常值的兩倍以上。因此盡管錘激波現(xiàn)象并不常見，錘激波載荷卻是飛機(jī)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計的決定性因素之一[1]。如果進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度無法承受錘激波載荷的沖擊，發(fā)動機(jī)出現(xiàn)喘振時可能會導(dǎo)致進(jìn)氣
航空學(xué)報 2018年2期2018-03-15
- 雙下側(cè)二元混壓式進(jìn)氣道不起動-再起動特性分析
25)0 引言進(jìn)氣道的起動/不起動狀態(tài)是決定固體沖壓發(fā)動機(jī)能否正常、穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。當(dāng)超聲速進(jìn)氣道處于不起動狀態(tài)時，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)急劇下降，發(fā)動機(jī)推力降低；通常還伴隨喘振，產(chǎn)生周期性熱/力載荷，破壞進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)[1]。確定影響超聲速進(jìn)氣道起動性能的因素，獲得進(jìn)氣道起動/再起動特性，對提高進(jìn)氣道性能、擴(kuò)大沖壓發(fā)動機(jī)工作范圍具有重要意義。國內(nèi)外對超聲速進(jìn)氣道的起動/再起動問題進(jìn)行了廣泛而深入的研究。Ge-Cheng Zha等[2]通過數(shù)值仿真研究
固體火箭技術(shù) 2017年6期2018-01-11
- 湍達(dá)700發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道消音板的結(jié)構(gòu)和檢查
返航后發(fā)現(xiàn)左發(fā)進(jìn)氣道蒙皮和消音板損傷，損傷情況如圖1所示。1 事件分析圖1 進(jìn)氣道損傷情況這架A330飛機(jī)使用的是羅羅公司湍達(dá)700發(fā)動機(jī)。地面檢查發(fā)現(xiàn)左發(fā)進(jìn)氣道蒙皮和消音板大面積撕裂并脫落，風(fēng)扇葉片有擊傷，無脫落。對損傷情況進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片完整，沒有葉片斷裂，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道外殼不是被打穿的。根據(jù)進(jìn)氣道損傷的形式和現(xiàn)象，結(jié)合以往的經(jīng)驗，基本可以判定本次事件為進(jìn)氣道消音板脫落，導(dǎo)致整流罩塌陷、撕裂，殘片被吸入發(fā)動機(jī)。據(jù)考察，此類故障在全球時有發(fā)生。
航空維修與工程 2017年11期2018-01-11
- 擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道設(shè)計和流場分析
擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道設(shè)計和流場分析李建華，包曉翔，劉凱，李鋒(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 彩虹無人機(jī)科技有限公司，北京 100074)采用擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道能夠提高飛行器的隱身特性和綜合性能。針對保形短程、高隱身、大偏距的亞音速隱身無人機(jī)進(jìn)氣道，以保形入口、中間控制面和出口截面為約束并結(jié)合多項式對中心線和面積、截面形狀進(jìn)行控制，實現(xiàn)對保形進(jìn)口截面形狀和彎曲形式復(fù)雜的雙S隱身進(jìn)氣道的快速設(shè)計；在此基礎(chǔ)上，研究中心線曲率、面積分布和中間截面形狀等參數(shù)對進(jìn)氣道
航空工程進(jìn)展 2017年2期2017-06-13
- 一種組合循環(huán)發(fā)動機(jī)變幾何進(jìn)氣道方案①
環(huán)發(fā)動機(jī)變幾何進(jìn)氣道方案①劉曉偉，石 磊，劉佩進(jìn)，何國強(qiáng)(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)用于空天往返的組合循環(huán)發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)范圍寬，為此提出了一種采用雙通道調(diào)節(jié)的變幾何進(jìn)氣道設(shè)計方案：用一道隔板將進(jìn)氣道內(nèi)壓段分為上下2個通道，低馬赫數(shù)時，上下2個通道同時進(jìn)氣，高馬赫數(shù)時，通過旋轉(zhuǎn)外壓段最后一道壓縮面關(guān)閉下通道后，僅上通道進(jìn)氣，從而實現(xiàn)進(jìn)氣道壓縮角和收縮比的大范圍調(diào)節(jié)。研究表明，該變幾何進(jìn)氣道在Ma=2.2～7.0范圍內(nèi)具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)
固體火箭技術(shù) 2016年6期2017-01-05
- 混壓式超聲速、高超聲速進(jìn)氣道不起動振蕩頻率預(yù)測方法
聲速、高超聲速進(jìn)氣道不起動振蕩頻率預(yù)測方法，通過將單個振蕩周期劃分為進(jìn)氣道內(nèi)腔體高壓氣體積蓄和口外不起動波系運(yùn)動兩個階段，并依次通過將進(jìn)氣道通道內(nèi)結(jié)尾激波系的前傳過程轉(zhuǎn)化為對其腔體儲氣量變化的定量分析，以及將來流總溫對應(yīng)的滯止聲速作為不起動波系口外運(yùn)動最高速度的方法，可對混壓式進(jìn)氣道不起動振蕩頻率進(jìn)行快速、準(zhǔn)確預(yù)估。該方法從振蕩機(jī)理出發(fā)簡化了振蕩模型，且對進(jìn)氣道的幾何參數(shù)無特定要求，因此該方法對不同形式的混壓式進(jìn)氣道不起動振蕩頻率估算具有良好的通用性，且同
科技資訊 2016年19期2016-11-15
- 固沖發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道堵蓋對起動性能影響
)?固沖發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道堵蓋對起動性能影響陳義，高波，董新剛，楊玉新，李璞(中國航天科技集團(tuán)四院四十一所，西安710025)為研究固沖發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)級過程中進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋開啟過程對進(jìn)氣道起動性能的影響，采用非定常仿真和動網(wǎng)格技術(shù)，對進(jìn)氣道流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了進(jìn)氣道流場動態(tài)特性。結(jié)果表明，入口堵蓋開啟過程能夠提高進(jìn)氣道起動性能；在入口開啟，出口封堵時，進(jìn)氣道流場呈現(xiàn)周期性振蕩；出口堵蓋開啟時刻對進(jìn)氣道起動性能有較大影響，充填階段開啟出口堵蓋更有利于進(jìn)氣
固體火箭技術(shù) 2016年5期2016-11-03
- RBCC發(fā)動機(jī)引射模態(tài)進(jìn)氣道特性研究
發(fā)動機(jī)引射模態(tài)進(jìn)氣道特性研究劉曉偉，石磊，劉佩進(jìn)，何國強(qiáng)(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安710072)為了研究RBCC發(fā)動機(jī)引射模態(tài)的進(jìn)氣道特性，基于二元混壓式進(jìn)氣道，建立了二維RBCC發(fā)動機(jī)流道構(gòu)型。利用數(shù)值模擬獲得不同來流馬赫數(shù)和主火箭流量時發(fā)動機(jī)的流場結(jié)構(gòu)和進(jìn)氣道性能。研究發(fā)現(xiàn)，不同來流馬赫數(shù)時，發(fā)動機(jī)流動特征和進(jìn)氣道特性差異較大，可劃分為幾個典型區(qū)間。只有在低亞聲速區(qū)間，火箭引射才可影響發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道性能。來流馬赫數(shù)和進(jìn)氣道喉道面積是影響RBCC發(fā)動
固體火箭技術(shù) 2016年5期2016-11-03
- 基于角度約束松弛的固體ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計
弛的固體ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計蒲曉航，李江，劉洋，劉詩昌，劉凱(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安710072)為滿足高性能彈用固體ATR對入口流場品質(zhì)的要求，對ATR進(jìn)氣道開展了總體構(gòu)型論證和幾何設(shè)計。從5個方面整體論證后，確定彈用固體ATR宜采用后置“X型”四旁側(cè)二元倒置混壓式進(jìn)氣道。超聲速擴(kuò)壓段綜合“給定總壓恢復(fù)系數(shù)法”和“給定氣流總轉(zhuǎn)折角法”完成幾何設(shè)計，避免了單一設(shè)計方法中人工調(diào)整壓縮楔角引起的設(shè)計中斷；亞聲速擴(kuò)壓段采用“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”
固體火箭技術(shù) 2016年2期2016-11-03
- 曲面乘波進(jìn)氣道非設(shè)計狀態(tài)性能研究
00)曲面乘波進(jìn)氣道非設(shè)計狀態(tài)性能研究吳穎川*, 姚 磊, 楊大偉, 王鐵軍, 賀元元(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點實驗室, 四川 綿陽 621000)高超聲速進(jìn)氣道在寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)保持高性能一直是個技術(shù)難點。設(shè)計了一種曲面乘波壓縮進(jìn)氣道，并通過改變封口激波馬赫數(shù)以滿足寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)(Ma4.5～Ma6)高性能的要求。數(shù)值及實驗研究結(jié)果表明：適當(dāng)降低進(jìn)氣道的封口馬赫數(shù)(從Ma6降至Ma5.5)可以有效提高非設(shè)計點低馬赫數(shù)時進(jìn)氣
實驗流體力學(xué) 2015年4期2015-06-22
- The coupling characteristics of supersonic dual inlets for missile①
薛永利)彈用雙進(jìn)氣道耦合特性孫振華，吳催生(中國空空導(dǎo)彈研究院，洛陽 471009)針對某彈用雙進(jìn)氣道系統(tǒng)之間的耦合特性進(jìn)行數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗研究。結(jié)果表明，雙側(cè)進(jìn)氣道均不起動后，減小反壓至16.9倍來流靜壓時，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道先起動，而背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道需要大幅降低反壓至8.9倍來流靜壓才能實現(xiàn)再起動；有彈體側(cè)滑角狀態(tài)下，雙進(jìn)氣道的背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道處于臨界時，性能達(dá)到最大。沖壓發(fā)動機(jī)；雙進(jìn)氣道；耦合特性；數(shù)值模擬；風(fēng)洞試驗V435 Do cument code：A A
固體火箭技術(shù) 2015年6期2015-04-24
- 復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機(jī)性能分析
定幾何簡單結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道和噴管的主要問題，提出了進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)需求，并對進(jìn)氣道可調(diào)、噴管可調(diào)及進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，單獨(dú)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)時，因噴管喉道面積較大，大部分情況下推力和比沖性能下降；噴管調(diào)節(jié)可使進(jìn)氣道保有的最佳性能充分發(fā)揮，發(fā)動機(jī)性能提高；進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)可完善發(fā)動機(jī)高速巡航時的熱力循環(huán)，大幅提高固沖發(fā)動機(jī)的性能。固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)；復(fù)合調(diào)節(jié)；進(jìn)氣道；噴管0 引言固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)由于其全固體、整體式設(shè)計，因而
固體火箭技術(shù) 2015年4期2015-04-22
- 頭部兩側(cè)進(jìn)氣道特性分析*
09)頭部兩側(cè)進(jìn)氣道特性分析*邵躍躍,孫振華,馬高建(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471009)對一種定幾何混壓式頭部兩側(cè)布局進(jìn)氣道進(jìn)行了三維數(shù)值模擬。研究了進(jìn)氣道不同來流條件下的流場結(jié)構(gòu)分布以及這些條件對進(jìn)氣道性能的影響,并與風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。結(jié)果表明,進(jìn)氣道內(nèi)靠近內(nèi)側(cè)角部區(qū)域激波與附面層干涉比較明顯;隨著來流馬赫數(shù)變化,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)降低,流量系數(shù)上升;攻角狀態(tài)下進(jìn)氣道內(nèi)附面層發(fā)展較快,對性能影響較大。固沖發(fā)動機(jī);進(jìn)氣道;風(fēng)洞試驗;數(shù)值模擬
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2015年4期2015-04-15
- 一種定幾何高超聲速進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓控制概念與試驗驗證
定幾何高超聲速進(jìn)氣道其設(shè)計難點在于難以同時兼顧進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與接力點自起動性能之間的固有矛盾［1－2］。雖然變幾何措施能從根本上解決這一矛盾，但由于會帶來聯(lián)接、密封、冷卻及控制等問題，同時也會顯著增加飛行器結(jié)構(gòu)重量、降低系統(tǒng)的可靠性［3－4］，因而短期內(nèi)難以得到應(yīng)用。為拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍，近年來陸續(xù)出現(xiàn)了多種針對定幾何進(jìn)氣道的新概念調(diào)節(jié)與控制技術(shù)。如，俄羅斯學(xué)者Fraishtadt、Kuranov等人提出的磁控進(jìn)氣道 MHD概念［5］，
空氣動力學(xué)學(xué)報 2014年4期2014-11-09
- 內(nèi)置中心支板的RBCC變幾何二元進(jìn)氣道設(shè)計與數(shù)值模擬①
出與之相匹配的進(jìn)氣道。RBCC發(fā)動機(jī)所采用的進(jìn)氣道包括軸對稱、矩形截面(如二元混壓或三維側(cè)壓)等形式。而無論何種形式的RBCC進(jìn)氣道，在低馬赫數(shù)下都會遭遇不起動問題，其本質(zhì)是進(jìn)氣道捕獲的空氣流量與進(jìn)氣道喉道所能通過的空氣流量不匹配。引射模態(tài)下，為使RBCC發(fā)動機(jī)獲得明顯推力增益，需要有足夠的進(jìn)氣量，進(jìn)氣道喉道面積要盡可能大。此外，不同來流馬赫數(shù)下，進(jìn)氣道對來流空氣的壓縮程度要求是不同的。例如，高馬赫數(shù)下，為了降低進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)，并提高增壓比，需對來流
固體火箭技術(shù) 2014年2期2014-03-13
- 全尺寸埋入式進(jìn)氣道地面特性試驗
)全尺寸埋入式進(jìn)氣道地面特性試驗車杰先，葉巍，孫海濤，康涌，高杰(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)采用在進(jìn)氣道出口連續(xù)抽氣的方法，在地面靜止?fàn)顟B(tài)(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)下試驗研究全尺寸埋入式進(jìn)氣道的氣動特性。首先介紹了試驗方法，給出了出口總壓分布圖譜，然后對進(jìn)氣道流量和畸變特性進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：試驗設(shè)計合理，準(zhǔn)確校準(zhǔn)了進(jìn)氣道出口流量；地面靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)氣道性能良好，總壓恢復(fù)系數(shù)隨流量的增大而減小，周向畸變指數(shù)、紊流度和綜合畸變指數(shù)則隨
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2014年3期2014-02-27
- 一種進(jìn)氣道自起動特性檢測方法
27)0 引言進(jìn)氣道能否自起動，關(guān)乎整個吸氣式高超聲速飛行器飛行試驗的成敗。2011年6月美國進(jìn)行了X-51A第二次飛行試驗，超燃沖壓發(fā)動機(jī)在由乙烯燃料轉(zhuǎn)換到JP7碳?xì)淙剂系倪^程中，出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動。雖然飛行器試圖調(diào)整到有利于進(jìn)氣道再起動的狀態(tài)，但沒有奏效，最終導(dǎo)致試驗未能達(dá)到預(yù)期目標(biāo)［1］。高超聲速進(jìn)氣道在設(shè)計過程中，為了獲得良好的自起動性能，普遍采用經(jīng)典的Kantrowitz起動界限［2］作為進(jìn)氣道自起動的內(nèi)收縮比(ICR)界限，造成進(jìn)氣道效率的大大
實驗流體力學(xué) 2013年2期2013-09-21
- 加速型高超飛行器變幾何進(jìn)氣道設(shè)計分析①
于加速狀態(tài)，而進(jìn)氣道只在其設(shè)計點處性能達(dá)到最優(yōu)，偏離設(shè)計點后，性能會急劇下降。因此，對于加速型吸氣式飛行器，如何保證進(jìn)氣道在整個飛行階段的高效工作，是一個急需解決的問題。對于飛行速域較寬的吸氣式飛行器，采用固定進(jìn)氣道很難保證沖壓發(fā)動機(jī)在全程的工作性能，為了保證沖壓發(fā)動機(jī)的正常工作，采用變幾何進(jìn)氣道是一個很好的選擇。國內(nèi)對變幾何進(jìn)氣道方案的研究較少，南航的金志光［1］研究了伸縮唇口式變幾何方案，這種變幾何方案簡單，對于飛行馬赫數(shù)范圍較大的情況是一種不錯的選擇
固體火箭技術(shù) 2013年4期2013-08-31
- 帶單錐和雙錐混壓式進(jìn)氣道的沖壓增程彈丸氣動特性仿真分析
程彈丸由于頭部進(jìn)氣道的存在而與常規(guī)彈丸在設(shè)計上有了質(zhì)的區(qū)別［5］。由于彈體處于進(jìn)氣道壓縮錐面產(chǎn)生的激波影響之下，不同參數(shù)設(shè)計的進(jìn)氣道對沖壓發(fā)動機(jī)性能和彈丸外部氣動阻力都有不同程度的影響。為減小外部阻力，降低進(jìn)氣道起動難度，沖壓增程彈丸采用混壓式進(jìn)氣道。對于軸對稱混壓式進(jìn)氣道的外壓縮部分，到底采用雙錐壓縮還是單錐壓縮值得深入研究。從外壓縮激波損失的角度考慮，將同樣的超聲速來流減速為相同的超聲速馬赫數(shù)，采用雙錐外壓縮比單錐外壓縮損失更小。然而實際的沖壓增程彈丸
空氣動力學(xué)學(xué)報 2013年1期2013-08-21
- 逆向泄流槽在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道中的應(yīng)用
在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道中的應(yīng)用潘成劍，李怡慶，安 平，尤延鋮(廈門大學(xué)航空系，福建廈門361005)采用逆向開槽技術(shù)，對三維內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動和抗反壓能力進(jìn)行研究，提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽兩種方案。數(shù)值研究結(jié)果表明：逆向泄流槽在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道自起動和抗反壓過程中起到氣動開關(guān)作用。進(jìn)氣道不起動或反壓過高時，泄流槽處于開啟狀態(tài)；進(jìn)氣道起動后，泄流槽接近氣動關(guān)閉狀態(tài)，對進(jìn)氣道總體性能影響較小。兩種逆向泄流槽都拓寬了三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2013年6期2013-06-28
- 帶預(yù)壓縮性質(zhì)的高馬赫數(shù)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計
高馬赫數(shù)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計朱 偉1，李 鵬1，王 霄1，張堃元2，南向軍3，李永洲2(1.沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，遼寧沈陽110035；2.南京航空航天大學(xué)，江蘇南京210016；3.航天六院11所，陜西西安710100)傳統(tǒng)的軸對稱基準(zhǔn)流場存在兩個問題：進(jìn)氣道內(nèi)收縮比較大，起動性能差；前緣彎曲激波在靠近中心體附近劇烈彎曲，激波損失很大，極有可能造成唇口激波脫體。為此，設(shè)計了新型的軸對稱基準(zhǔn)流場，把較強(qiáng)的前緣激波設(shè)計為兩道較弱的預(yù)壓縮激波，顯著提高了進(jìn)氣道喉道的
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2013年6期2013-06-28
- 超聲速二元混壓進(jìn)氣道邊界層吸除方案設(shè)計與試驗
4）0 引 言進(jìn)氣道是超聲速發(fā)動機(jī)最為重要的部件之一，其功能是使迎面的高速空氣流減速增壓，將氣流的動能轉(zhuǎn)化為位能，提高氣流壓強(qiáng)，并為發(fā)動機(jī)提供所需要的空氣流量。超聲速二元混壓式進(jìn)氣道以其優(yōu)良的性能，在近期研制的多種沖壓發(fā)動機(jī)中得到了廣泛的應(yīng)用，例如美國的“GQM-163A”掠海靶彈，歐洲正在研制的“流星（Meteor）”空空導(dǎo)彈和俄羅斯研制的“R-77M”空空導(dǎo)彈等。當(dāng)來流馬赫數(shù)達(dá)到2.5以上時，進(jìn)氣道內(nèi)的邊界層與多種形式的激波相互干擾效應(yīng)開始變得明顯，這
實驗流體力學(xué) 2012年6期2012-11-20
- 超燃沖壓發(fā)動機(jī)變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道設(shè)計①
，傳統(tǒng)的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道都是基于單一設(shè)計點的優(yōu)化，不能滿足大范圍高性能工作要求。因此，發(fā)動機(jī)變結(jié)構(gòu)設(shè)計成為必然。目前，已有學(xué)者對變結(jié)構(gòu)發(fā)動機(jī)進(jìn)行了有意義的探索研究，文獻(xiàn)［1］在超燃沖壓發(fā)動機(jī)研究中提出了發(fā)動機(jī)下底面可上下、前后移動的變結(jié)構(gòu)方案;文獻(xiàn)［2］在文獻(xiàn)［1］基礎(chǔ)上增加了燃燒室第二擴(kuò)張角變結(jié)構(gòu);文獻(xiàn)［3］提到進(jìn)氣道可變和燃燒室可變2種變結(jié)構(gòu)方案;文獻(xiàn)［4］采用了進(jìn)氣道唇板可上下、前后移動的變結(jié)構(gòu)方案。這些變結(jié)構(gòu)研究大多是基于單目標(biāo)的設(shè)計優(yōu)化，而對發(fā)動機(jī)進(jìn)
固體火箭技術(shù) 2012年6期2012-08-31
- 內(nèi)乘波式進(jìn)氣道與內(nèi)型側(cè)壓式進(jìn)氣道性能分析
黃國平 朱呈祥 尤延鋮 周 淼(南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院,南京,210016,中國)INTRODUCTIONInlet is a very important part of hypersonic propulsion system.Traditional hypersonic inlet can be divided into three different types:2-D inlet,axisymmetric inlet and sidewa
Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics 2011年1期2011-04-19
- 雙下側(cè)定幾何二元混壓式進(jìn)氣道的流場特征和氣動性能分析
言超聲速混壓式進(jìn)氣道兼有外部壓縮和內(nèi)部壓縮，它與外壓式進(jìn)氣道相比外阻較小，而較內(nèi)壓式進(jìn)氣道易于起動，在飛行馬赫數(shù)大于2.5時常被采用。二元進(jìn)氣道由于結(jié)構(gòu)簡單，易于制造，且可以根據(jù)不同的任務(wù)需求選擇不同的布局形式，因此在一次性使用的吸氣式超聲速導(dǎo)彈中有較廣泛的應(yīng)用。進(jìn)氣道在導(dǎo)彈上的布局方式除了影響導(dǎo)彈的氣動力特性外，對發(fā)動機(jī)特性尤其是進(jìn)氣道性能同樣有著重要的影響［1-3］。但各種不同的布局方式均有優(yōu)缺點，關(guān)鍵是要根據(jù)導(dǎo)彈的工作特點選擇合適的布局。比如:歐盟的
空氣動力學(xué)學(xué)報 2011年3期2011-04-07
- 攻角變化對超音速進(jìn)氣道再起動特性的影響①
73)0 引言進(jìn)氣道的起動/再起動特性直接影響飛行器的飛行包絡(luò)和再起動能力。對于進(jìn)氣道的起動/再起動問題，國內(nèi)外在數(shù)值模擬和試驗研究上已經(jīng)做了大量的工作。文獻(xiàn)［1－7］即利用數(shù)值模擬和試驗的方法對進(jìn)氣道的起動/再起動特性進(jìn)行了深入研究。文獻(xiàn)［8－9］研究了楔面轉(zhuǎn)折角、壁面溫度對高超音速進(jìn)氣道不起動/再起動特性的影響。文獻(xiàn)［10］對攻角引起的高超音速進(jìn)氣道不起動/再起動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，分析了不起動/再起動過程中進(jìn)氣道性能參數(shù)隨來流攻角的變化規(guī)律，并對
固體火箭技術(shù) 2011年3期2011-03-13
- 二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部阻力特性分析與研究
言二元高超聲速進(jìn)氣道由于構(gòu)型相對簡單、設(shè)計技術(shù)比較成熟而受到人們的關(guān)注,美國X-43A高超聲速飛行器的成功飛行,使得人們在新的高度上重新審視二元高超聲速進(jìn)氣道的性能特點和綜合性能,其阻力特性也就日益引起人們的關(guān)注。高超聲速二元進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動機(jī)的主要阻力部件,其阻力特性的優(yōu)劣直接關(guān)系著超燃沖壓發(fā)動機(jī)有效推力的大小。為提高超燃沖壓發(fā)動機(jī)推力,必須認(rèn)真考慮二元進(jìn)氣道的減阻設(shè)計,而對二元進(jìn)氣道阻力特性有足夠的了解則是其必要前提[1,2]。在超聲速流動中,摩
空氣動力學(xué)學(xué)報 2010年1期2010-11-08
- 混壓式超聲速進(jìn)氣道喉道長度的設(shè)計與數(shù)值研究
何混壓式超聲速進(jìn)氣道的性能，對；中壓發(fā)動機(jī)軸對稱混壓式超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行了研究，并重點研究了喉道長度的設(shè)計及激波附面層干擾對進(jìn)氣道性能的影響，數(shù)值計算結(jié)果表明：在進(jìn)氣道總長度一定的條件下，喉道長度小于激波鏈長度的設(shè)計對進(jìn)氣道的總性能更有利，在計算馬赫數(shù)分別為3.5和4.0的條件下，將喉道長高比為3.75和10.0的進(jìn)氣道相比，其總壓恢復(fù)系數(shù)分別增加了6.15％和5.04％；對于長度一定的進(jìn)氣道，喉道越長，則擴(kuò)張段越短，達(dá)到同樣擴(kuò)張比的擴(kuò)張角就越大，因此，對于
西安交通大學(xué)學(xué)報 2009年3期2009-04-20