检索结果-内蒙古大学图书馆

推进技术 2014年第6期35卷 727-734页

作者：陈颖秀侯安平张章倪奇峰脱伟夏爱国北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室北京100191 北京航空工程技术研究中心北京100076

为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性,对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况,同时分析了攻角对进气道总压恢复系数... 详细信息

为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性,对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况,同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数,有效提高飞行极限;在超声来流下,进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右,在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变,在此攻角范围之外,总压畸变对攻角的变化很敏感。

关键词：数值模拟前机身/进气道大攻角总压恢复系数总压畸变指数

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大机动工况下内埋式进气道非定常流场特性分析

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航空兵器 2024年第3期31卷 109-118页

作者：冯玉桦张钧尧王利敏米百刚航空工业第一飞机设计研究院西安710089 西北工业大学航空学院西安710072

为探究大机动飞行时埋入式进气道的稳、瞬态气动特性之间存在的差异,本文以巡航导弹为研究对象,采用CFD数值方法对埋入式进气道进行稳、瞬态分析。研究表明:大机动过程中瞬态与等效稳态计算结果的趋势保持一致,但结果存在一定差异。当... 详细信息

为探究大机动飞行时埋入式进气道的稳、瞬态气动特性之间存在的差异,本文以巡航导弹为研究对象,采用CFD数值方法对埋入式进气道进行稳、瞬态分析。研究表明:大机动过程中瞬态与等效稳态计算结果的趋势保持一致,但结果存在一定差异。当弹体及进气道作周期性俯仰运动时,瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为2%;当弹体及进气道作周期性偏航运动时,瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为7%。同时,在瞬态计算结果中存在明显的迟滞效应,该迟滞效应随着机动过程中角速度的增大而更加明显。

关键词：埋入式进气道大机动状态嵌套网格总压畸变指数畸变特性迟滞效应

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涡桨飞机进气道设计方法及性能研究

涡桨飞机进气道设计方法及性能研究

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作者：徐弘历南京航空航天大学

学位级别：硕士

上世纪70年代以来,螺旋桨飞机由于推进效率高和经济性好等优点而重新受到重视与发展。由于结构上的兼容性要求,使其进气道几何型面设计具有一定难度。结构特殊性加上螺旋桨滑流影响使进气道流场复杂化,因此快速参数化设计出性能良好的... 详细信息

上世纪70年代以来,螺旋桨飞机由于推进效率高和经济性好等优点而重新受到重视与发展。由于结构上的兼容性要求,使其进气道几何型面设计具有一定难度。结构特殊性加上螺旋桨滑流影响使进气道流场复杂化,因此快速参数化设计出性能良好的涡桨进气道具有重要意义。本文采用唇冠到唇脊变厚度唇口设计;基于环形截面方法设计主通道,设计几何特征参数沿通道变化规律,改造S型曲线公式以适用涡桨进气道中心线设计要求,提出扩展角采用Nurbs曲线变化规律。并根据单勺进气道设计算法,在Nussyppag体系下编程开发了单勺进气道可视化造型软件TurboPropInlet。针对设计马赫为0.5的单勺进气道模型,本文研究了几何参数对单勺进气道性能的影响,主要结论如下:唇脊收缩比对唇口设计性能影响大于唇冠收缩比;进出口偏距越大或喉道扩展角越大,出口总压畸变指数越大;主通道采用先扩张后收缩方式能很大程度上减小出口总压畸变指数。优选模型设计性能良好,设计状态下总压恢复系数为0.9864,总压畸变指数DC(60)?为0.0912。优选模型在较大流量范围和飞行马赫内性能良好;在小于?15的攻角和侧滑角范围内性能下降幅度小。上述研究结论对于涡桨进气道设计和性能分析有一定指导意义。本文最后基于滑移网格技术研究了低速起飞状态下滑流对涡桨进气道性能的影响,为以后深入进行螺旋桨滑流影响研究打下了一定基础。

关键词：单勺进气道环形截面设计方法可视化造型软件总压恢复系数总压畸变指数滑移网格螺旋桨滑流

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基于流体振荡器的S形进气道畸变流动控制机理与方法研究

基于流体振荡器的S形进气道畸变流动控制机理与方法研究

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作者：马志明南京航空航天大学

学位级别：硕士

S形进气道是一种典型的弯曲管道,内部往往存在显著的流动分离及二次旋流问题,使得其气动性能恶化,不利于发动机的稳定工作。为此,本文探索将流体振荡器应用于S形进气道的内流控制,研究了振荡射流对进气道内畸变流动的控制机理和控制效... 详细信息

S形进气道是一种典型的弯曲管道,内部往往存在显著的流动分离及二次旋流问题,使得其气动性能恶化,不利于发动机的稳定工作。为此,本文探索将流体振荡器应用于S形进气道的内流控制,研究了振荡射流对进气道内畸变流动的控制机理和控制效果。首先,设计了一种流体振荡器,仿真研究了几何设计参数、入口来流条件等参数对流体振荡器内部流动特性的影响规律。研究发现同一反馈通道进出口流量存在迟滞现象;并且当一侧反馈通道入口流量达到峰值时,另一侧入口的流量则刚好处于谷值,从而形成流量差激发自持的流动振荡。振荡器入口落压比越大、混合腔入口壁面扩张角越小、出口二喉道面积比越小,出口射流的振荡频率越高。其次,仿真研究了流体振荡器出口振荡射流与平板亚声速外流的相干流场,获得了外流马赫数、射流角度等对干扰流场的影响规律。结果表明,若流体振荡器出口二喉道的当地流动为亚声速,其无法隔绝来自外流的扰动;当二喉道下游达到超声速时则可以隔绝外流的扰动。振荡射流在出口以扫掠的形式向下游发展,并和外流形成强剪切,诱导产生一对流向旋涡和一对马蹄涡。随着射流向下游发展,马蹄涡逐渐消失,流场中只剩下一对流向旋涡。流向旋涡的存在可以将激励器下游对称面附近的低能流排移向两侧,使当地的速度剖面变得更饱满。最后,将流体振荡器布置在S形进气道下壁面流动分离点的上游区间,研究了振荡射流对进气道内畸变流动的控制效果,获得了射流角度、入口落压比对流动控制效果的影响规律。研究发现:振荡射流与S形管道内流相互作用诱导的旋涡强度较小,此时其主要通过边界层气流的动量补充效应来延缓管道内的流动分离,并且在采用射流控制后进气道出口截面的高总压区面积显著增加。在进气道出口马赫数Mae=0.39状态,当振荡器落压比NPR=5、射流角度α=20°、射流流量比为0.958%时,可使进气道出口总压恢复系数提升0.337%、稳态总压畸变指数降低5.7%,说明流体振荡器可有效改善S形进气道的出口流场品质。

关键词： S形进气道流体振荡器流动控制旋涡总压恢复系数总压畸变指数

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螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨进气道气动性能影响仿真研究

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机械设计与制造工程 2024年第11期53卷 75-79页

作者：王伟杰张宜琳吴卓远南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

基于计算流体动力学方法,对螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨飞机发动机进气道性能的影响进行仿真分析。使用多重参考系方法模拟螺旋桨滑流效应,分别在设计状态点和非设计状态点下分析了有、无滑流对进气道主流道性能的影响。结果显示:设计状态... 详细信息

基于计算流体动力学方法,对螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨飞机发动机进气道性能的影响进行仿真分析。使用多重参考系方法模拟螺旋桨滑流效应,分别在设计状态点和非设计状态点下分析了有、无滑流对进气道主流道性能的影响。结果显示:设计状态点有滑流状态与无滑流状态相比,总压恢复系数和总压畸变指数均有增大,地面状态下总压恢复系数增大了约3%,总压畸变指数增大0.0823~0.0980;高空状态下总压恢复系数增大了约2%,总压畸变指数增大0.0737~0.1048。非设计状态点随来流马赫数的增大,总压恢复系数和总压畸变指数逐渐减小。

关键词：涡轮螺旋桨进气道螺旋桨滑流总压恢复系数总压畸变指数

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