第２３卷第１期２００６年２月
计算力学学报
ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌＭｅｃｈａｎｉｃｓ
Ｖ０１．２３。Ｎｏ．１
Ｆｅｂｒｕａｒｙ２００６
文章编号：１００７—４７０８（２００６）０１—００７１—０５
进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究
白鹏１，朱守梅２，孟宇鹏２，李稳绪２，马汉东１，周伟江¨（１．北京空气动力研究所，北京１０００７４；２．航天科工集团第３１研究所，北京１０００７４）
摘要：进气道是冲压发动机设计中非常重要的环节，其入口设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数盯和流量系数妒等重要性能。本文采用二阶迎风隐武ＴＶＤ格式，内外流分区耦合求解可压缩Ｎ—Ｓ方程，数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为Ｐ／Ｐ。＝４．２超临界状态下，二元方形截面“Ｘ”型布局进气道、弹体和掺混段一体化通气模型复杂流场。计算比较了两种不同二元进气道入口形状流场和冲压发动机总压恢复系数ｄ、流量系数甲的结果，对其产生的原因进行了分析。
关键词：内外流场；一体化；冲压发动机；进气道；入口
中图分类号：Ｖ２１１；Ｖ４３文献标识码：Ａ
１引言２物理模型、数值方法和湍流模型进气道是冲压发动机设计中非常重要的一个
环节，是导弹设计者关心的重点问题之一。它的主要功能是利用迎面高速气流的速度冲压，有效地将其动能转化为位能，提高气体压强，并为发动机提供所需空气流量，其内外流动十分复杂ｃ１］。
进气道人口由唇口和整流锥对来流进行调整，使来流减速增压，在提供足够的流量同时，要求尽量减小来流总压损失和畸变。所以进气道入口的设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数仃和流量系数妒等重要性能。另外，导弹与发动机的整体化设计，还要求一体化考虑弹体与发动机内外流场的相互影响。
数值模拟是研究导弹与发动机类问题的有效手段。国外这方面的工作已有不少［ｚ４］，国内也开展了相关研究［５。］，但这些文章大多只研究了进气道流场或进气道与弹体一体化流场，而对进气道、掺混段和弹体一体化数值研究的公开文献还未看到。为更好模拟不同进气道入口形状对弹体，进气道，掺混段一体化流场所产生的影响，本文采用内外流场一体化数值模拟方法，研究了Ｘ型布局二元进气道，在超临界状态下，由于入口形状变化，而对冲压发动机性能和流场产生的重要影响，并分析了其产生原因。
收稿日期：２００３—１２—３１；修改稿收到日期：２００４—０６—１５．
基金项目：国家自然科学基金（１０３７２０３６）；广东省自然科学基金（０２１１９７）资助项目．
作者简介：白鹏（１９７３一），男，博士生，高级工程师；
周伟江＋（１９６２一），男，研究员．
本文不考虑多组元掺混和化学反应，即风洞试验中的冷吹风通气模型，是发动机试验和设计的基础性环节。采取在掺混段的出口位置指定当地与来流静压力比Ｐ／Ｐ。。的方法模拟燃烧室中压力。超声速进气道在超临界情况下，总压恢复系数盯持续增加，流量系数驴保持不变，变化趋势比较稳定。所以选择超临界状态下的工况作为对象，研究了Ｘ型布局二元进气道，两种不同进气道入口形状在相同条件（来流条件和掺混段出口反压比），冲压发动机性能的比较。进气道入口形状如图１所示，图１．ａ的侧板从上唇口一直连到二次压缩楔起始位置，图１．ｂ的侧板从上唇口垂直于压缩楔壁面，较图１．ａ短些。
控制方程为三维可压缩Ｎ—Ｓ方程组：
型ａｔ＋塑Ｏｘ＋等＋薯一堡Ｏｘ＋警＋警（１）
‘ａｖ。＆。ａｖ‘拉
…其中Ｕ为守恒变量，Ｅ，Ｆ和Ｇ为对流通量，Ｅ。，Ｆ。目么二二二
１．ａＴｙｐｅｅｎｔｒｙ
目Ｌ—－－＝－＿二二
图１两种不同进气道入口形状
计算力学学报第２３卷
和Ｇ。为粘性通量［８］。
数值方法为Ｈａｒｔｅｎ—Ｙｅｅ的二阶迎风隐式ＴＶＤ有限差分格式嗍。计算发现本问题流场马赫数变化范围较大，从０．１到２．２。首先，该格式具有很好的激波捕捉特性、高的分辨率和较好的收敛性。另外对低速情况，作者曾用该格式计算Ｍａ＝０．２三角翼大攻角分离流开缝吸气效应，计算结果与实验对比较为满意［１州，故该格式能够胜任较广泛Ｍａ数问题。但由于掺混段内流动的低速不可压流特性，相应收敛速度有所降低。
目前所见文献中，多数相关工程问题Ｅ３．５．６３采用ＢＩ，代数模型，并得到了较为合理的结果。故本文采用Ｄｅｇａｎｉ【１妇等改进后的ＢＩ。代数模型，同时考虑二元方形进气道中多壁面的影响，采用如下的多壁面修正：其中，ｍ是壁面数，Ｙ，表示指定点到第ｉ面的距离。
以一∑＿娑盟Ｌ（２）
‘１（∑１，。２）“２
３计算网格
忽略壁面厚度。进气道与导弹弹体之间留有一定缝隙。进气道楔形整流锥距离导弹头部距离约为１０倍弹径。掺混段为圆形截面，掺混段长度为掺混段直径的６倍。
侧滑角为０，故只计算半流场，分为９个区。图２是弹体、进气道、掺混段局部网格放大。由于拓扑结构限制在这些网格块的交接面上采用拼接网格和面积加权线性插值传递参数。
图２计算网格
Ｆｉｇ．２Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｇｒｉｄ４计算结果分析
计算条件为：攻角口＝０。，侧滑角ｐ一０。，来流马赫数帆＝２．２，雷诺数Ｒｅ＝４．２×１０７，掺混段出口与来流静压比Ｐ／Ｐ。。＝４．２，进气道入口形状分别选择图１．ａ和图１．ｂ两种形式。
流量系数Ｐ的收敛比残差收敛要慢得多。图３为进气道入口为１．ａ情况，以Ｐ／Ｐ。。＝３．５的收敛解作为初场求解Ｐ／Ｐ。。＝４．２流场，进气道６区和７区转弯段前ｚ＝４６００位置，掺混段９区ｚ一５７００位置的流量系数驴和总压恢复系数盯随计算时间（Ｔｉｍｅ—ＣＦＬ＊Ｎｓｔｅｐ）的收敛曲线。进气道流量系数收敛较快，掺混段流量系数收敛较慢。这是因为掺混段存在大范围低Ｍａ数区，不可压效应造成一定的收敛困难。故采用掺混段流量系数作为收敛与否的判据。质量守恒要求掺混段流量系数等于进气道流量系数之和。数值结果进气道流量系数妒一０．９４９３，掺混段伊一０．９４５４，相对误差０．４１ｏＡ，表明结果合理。
图４为本文计算图１．ａ形式进气道，Ｐ／Ｐ。。一３．５，４．２，４．９，５．２，５．４得到的进气道节流特性曲线。发现压比范围在小于５．２时发动机处于超临界状态，从５．２到５．４开始进入临界状态。对１．ａ进气道，弹体，燃烧室冲压发动机模型进行风洞试验，测得在冷吹风通气条件，超临界状态下，流量系数Ｐ同本文结果相对误差不超过１％，表明计算结果合理。表１为本文计算结果同试验对比。
０．３
§囊ｉ
ｊＪＬ．二。。ｉ．．．．ｉ．．ｉ．ｉ．．—．ｊ．。。．ｊ．ｏ
１０００２０００３０００４０００５０００６０００７０００
Ｔｉｍｅ
图３Ｐ／Ｐ。＝４．２收敛曲线
ＰＢ６７，ＦＢ６７：进气道ｄ和≮ｏ；ＰＢ９，ＦＢ９：掺混段口和妒
Ｆｉｇ．３Ｐ／Ｐ。。＝４．２，ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｈｉｓｔｏｒｙ
Ｓｉｇｍａ６７，Ｐｈｉ６７：Ｔｈｅ口ａｎｄ妒ｏｆＩｎｌｅｔ
Ｓｉｇｍａ９，Ｐｈｉ９：Ｔｈｅ口ａｎｄ妒ｏｆｆｉｒｅｂｏｘ
●
０
９
８
７
６
５
４
●
●
Ｏ
Ｏ
Ｏ
０
０
０
第１期白鹏，等：进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究７３
表１本文计算流量系数同试验对比
Ｔａｂ．１Ｔｈｅｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｐｒｅｓｅｎｔ
ａｎｄｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｆｌｏｗ
ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ妒
ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔＲｅｌａｔｉｖｅｅｒｒｏｒｔＯｔｈｅＣＦＤ＜Ｉ％
图４中标出了压比Ｐ／ｐ。。＝４．２位置，表明该
点处于超临界状态，本文就以该反压比作为掺混段
出口压力条件，对比两种进气道入口的不同特性。
图５为Ｐ／Ｐ。一４．２沿进气道下壁面两种进气
道人口形式压力分布。图６为Ｐ／Ｐ。＝４．２过进气
道对称面两种进气道人口形状等压线图。对照两
图，二次压缩楔形整流锥，产生两道封口斜激波与
上唇口相交。上唇口也产生一道斜激波，但不影响
内流。进气道内存在复杂激波反射，对来流有增压
作用。但两种人口类型的波系存在显著不同。对１．ｆｌ
型进气道，来流过两道斜激波后，有一个压力平稳
区，然后经过一道膨胀波，压力有所下降，到达进气
道喉道位置时经过一道较强激波压力快速增加。
１．ｂ型进气道有所不同：（１）整流锥第二道斜激波
的强度较弱，增压效果较差。（２）经过第二道斜激
波后，紧接着是一个膨胀降压过程。（３）入口波系
０．６００
０．５７５邑０．５５０
０．５２５
０．５００?÷ｊ¨－ｉ｝¨；－ｎ；０；ｉｉｉ；ｕ｛¨；；，；ｊｉ；；｛
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１．Ｏ
Ｐｈｉ
图１．型进气道节流特性曲线
．口９（１．
表２。＝４．２进气道流量系数、总压恢复
Ｔａｂ．２
（Ｐ／。一４．２）
更靠前。（４）进气道内所获得的压力增加较小。表２
给出了两种人口形状进气道流量系数和总压恢复
系数比较。
发现１．进气道所得流量系数妒和压力恢复系
数盯都显著低于．进气道。
综上表明１．形式的二元进气道在捕获较高
流量，产生较大压力增加，得到较高总压恢复系数
方面比１．形式进气道具有更大的优势。
分析其原因，见图７，。。＝４．２，１．型进气
道和１．型进气道整流锥附近矢量图和等压线图。
图中两道点划线分别表示二次压缩楔起始位置和
上唇口位置。发现．ｂ型进气道气流受到三维楔形
整流锥压缩作用，存在不同于二维压缩拐角的三维
效应，相当一部分流量会从整流锥的两侧损失掉，
造成流量系数和总压恢复系数较小，增压效果较差
的结果。而１．型进气道，由于进气道侧板作用，
，二妒
。矗—簇》磐
丽Ｆ‘
瓣豢．１２｛｝粪鎏．
一≥≯?＿＿≮、：。
ｘ
图。＝．进气道下表面压力分布
，Ｐ？Ｐ。＝，
图。＝．进气道人口等压线
．
Ｐ／Ｐ。＝．２
７４计算力学学报第２３卷１．ａＴｙｐｅｅｎｔｒｙ
１．ｂＴｙｐｅｅｎｔｒｙ
图７Ｐ／Ｐ。一４．２，进气道压缩楔附近矢量图、等压线
Ｆｉｇ．１Ｐ？Ｐ。一４．２Ｖｅｃｔｏｒａｎｄｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏｌｉｎｅｎｅａｒｔｈｅｅｎｔｒｙ
限制了这种不利的三维效应，减少流量损失和压力损失，因此可以获得较高的流量系数，总压恢复和压力增量。
５结论
（１）流场参数的收敛速度比残差慢许多。掺混段存在大范围低Ｍａ数区，不可压效应造成该区流场收敛较慢，故采用掺混段流量系数Ｐ作为收敛判据。
（２）数值得到的冲压发动机超临界状态下流量系数妒同实验吻合很好，表明本文结果合理。
（３）超临界状态下（尸／尸。一４．２），对两种不同进气道人口形状进行计算所得到的结果表明，进气道入口形状变化，会对冲压发动机性能和流场产生重要影响。文中１．ｂ型进气道由于楔形整流锥的三维压缩效应，相当一部分流量会从整流锥的两侧损失掉，造成流量系数和总压恢复系数较小，增压效果较差的结果。而１．ａ型进气道，因为人口两道侧板的作用，限制了这种不利的三维效应，因此可以获得较高的流量系数，总压恢复和压力增量。
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Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｉｎｌｅｔｉｓｔｈｅｉｍｐｏｒｔａｎｔｆａｃｔｏｒｆｏｒｄｅｓｉｇｎｉｎｇｔｈｅｒａｍｊｅｔ，ｗｈｉｃｈｄｉｒｅｃｔｌｙａｆｆｅｃｔｓｔｈｅｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙ
ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ盯ａｎｄｔｈｅｆｌｏｗｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔＰｏｆｔｈｅｒａｍｊｅｔ．Ｔｈｅｓｅｃｏｎｄ－ｏｒｄｅｒｕｐｗｉｎｄｉｍｐｌｉｃｉｔＴＶＤｓｃｈｅｍｅｓｗｅｒｅｕｓｅｄｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｂｌｅＮ—Ｓｅｑｕａｔｉｏｎｓｆｏｒｓｉｍｕｌａｔｉｎｇｔｈｅｃｏｍｐｌｅｘｉｎｎｅｒａｎｄｏｕｔｅｒｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓａｂｏｕｔｔｈｅ２Ｄｉｎｌｅｔ，ｔｈｅｍｉｓｓｉｌｅｂｏｄｙａｎｄｆｉｒｅｂｏｘｕｎｄｅｒｔｈｅｓｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌｃｏｎｄｉｔｉｏｎ，ｗｈｅｒｅｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｆｉｒｅｂｏｘｅｘｉｔａｎｄｔｈｅｆｒｅｅｆｌｏｗＰ／Ｐ。。＝４．２．Ｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒｅｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔｓｗａｓ“Ｘ”ｔｙｐｅｗｉｔｈｓｑｕａｒｅｓｅｃｔｉｏｎ．ＴｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｔＷＯｔｙｐｅｓｏｆｔｈｅｅｎｔｒｉｅｓ盯ａｎｄ９ｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ，ａｎｄｔｈｅｒｅａｓｏｎｓｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ．
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进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究
作者：白鹏， 朱守梅， 孟宇鹏， 李稳绪， 马汉东， 周伟江， BAI Peng， ZHU Shou-mei，MENG Yu-peng， LI Wen-xu， MA Han-dong， ZHOU Wei-jiang
作者单位：白鹏,马汉东,周伟江,BAI Peng,MA Han-dong,ZHOU Wei-jiang(北京空气动力研究所,北京,100074)， 朱守梅,孟宇鹏,李稳绪,ZHU Shou-mei,MENG Yu-peng,LI Wen-xu(航天科工集团
第31研究所,北京,100074)
刊名：
计算力学学报
英文刊名：CHINESE JOURNAL OF COMPUTATIONAL MECHANICS
年，卷(期)：2006，23(1)
引用次数：3次
参考文献(11条)
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2.期刊论文白鹏.朱守梅.李稳绪.孟宇鹏.周伟江.马汉东.BAI Peng.ZHU Shou-mei.LI Wen-xu.MENG Yu-peng.
ZHOU Wei-jiang.MA Han-dong X型布局导弹冲压发动机攻角特性数值研究-宇航学报2005,26(1)
冲压发动机是导弹设计者关心的重要问题之一.在实际飞行中为了有效的跟踪和攻击目标,必然要面对带攻角的情况.为了更好的模拟弹体、进气道和掺混段一体化影响,本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N-S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞= 4.2超临界状态下,二元方形截面"X"型布局一体化通气模型复杂流场.计算了不同攻角对冲压发动机性能和流场所产生的影响,并对结果进行了比较和分析.
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术2004,25(6)
为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N-S方程
,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场.进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面.计算了掺混段出口反压比pt/pt∞=3.5～5.5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况.同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理.通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况.
4.学位论文晁锐前机身/进气道流场的一体化数值模拟2002
该文对飞机的前机身/进气道进行一体化数值分析并开发相应的软件，主要工作如下：1.详细研究了Jameson的中心差分有限体积法，推导了Euler方程和N-S方程的空间和时间离散公式.改进了前机身/进气道内外流的网格生成和流场计算程序，使之更适应于计算需要.2.实现了前机身/进气道流场的一体化数值模拟.发展了求解三维超音速前机身/进气道内外流的Euler/N-S方程分区处理程序，并模拟了某型飞机从1.4马赫到2.0马赫的内外流场，取得了较为合理的计算结果.3.该文使用VisualC++6.0在Windows操作系统上实现了网格生成、流场计算的可视化，提供了友好的人机界面.
5.会议论文白鹏.朱守梅.孟宇鹏.李稳绪.马汉东.周伟江进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究2004
进气道是冲压发动机设计中非常重要的环节,其入口设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数σ和流量系数ψ等重要性能.本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N-S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P/P<,∞>=4.2超临界状态下,二元方形截面"X"型布局进气道、弹体和掺混段一体化通气模型复杂流场.计算了两种不同二元进气道入口形状对流场和冲压发动机总压恢复系数σ、流量系数ψ产生的结果,并对结果进行比较,对其产生的原因进行了分析.
6.会议论文吴雄.张为华.王中伟气体二次喷射矢量喷管内外干扰流场一体化仿真2006
采用二维轴对称N-S方程和k-ε湍流模型对气体二次喷射矢量喷管的内外流场进行数值模拟,来研究外流场自由来流对矢量喷管内主/次流耦合流场的干扰.研究表明,当自由来流流经喷管外壳时,会造成喷管出口附近压力变化.通过喷管内壁面附面层作用影响喷管内部流动特性.内外流场是一个包舍激波、相交激波以及膨胀波在内的非常复杂的流动区域,喷管出口附近存在膨胀波与压缩波的相交与反射现象.
7.期刊论文贺元元.倪鸿礼.乐嘉陵.HE Yuan-yuan.NI Hong-li.LE Jia-ling一体化高超声速飞行器气动-推进性
能评估-实验流体力学2007,21(2)
吸气式高超声速飞行器的一个重要特点就是机体和推进系统的高度一体化设计.在这类高超声速飞行器的发展中,机体-推进系统内外流场相互干扰的评估以及飞行器气动-推进性能的研究是非常重要的.文中阐述了CFD和风洞试验结合评估一体化飞行器气动-推进性能的近似方法,涉及一体化飞行器进气道和发动机的三个工作状态:进气道关闭、进气道打开发动机不工作以及进气道打开发动机工作.针对进气道关闭的工作状态,大量气动数据可由试验获得.但是,受模型尺寸和设备的限制,试验模拟进气道打开发动机不工作特别是进气道打开发动机工作的飞行状态是非常困难的.因此,首先根据进气道关闭和进气道打开发动机不工作两种情况下风洞试验数据与CFD计算结果的对比得到计算误差,在此基础上,结合内外流数值模拟,预测不同进气道和发动机工作状态下一体化飞行器的气动-推进性能.
8.期刊论文王占学.黄杰.唐狄毅喷管/飞行器后体一体化数值模拟-西北工业大学学报2000,18(4)
采用NND格式,进行了喷管/飞行器后体一体化数值模拟.分析了喷管膨胀比和外流马赫数对后体阻力的影响,通过和实验数据对比,表明本文发展的计算方法是可靠的,可以用来模拟喷管的内外流场和计算喷管的性能.
9.学位论文刘爱华单膨胀斜面喷管型面设计及其流动控制研究2007
高超声速飞行器及其推进系统是目前国际上航空航天大国竞相研究与开发的热点，从飞行器/推进系统一体化的角度考虑，大膨胀比单膨胀斜面喷管是最理想的排气系统，它引起了国内外越来越多的重视。本文基于特征线法和CFD技术，针对此类喷管开展了型面设计和流动控制研究。 首先，采用特征线法及附面层修正技术完成了单膨胀斜面喷管扩张段型面设计。采用维托辛斯基公式完成了喷管收缩段型面设计。采用超椭圆方程过渡技术完成了圆转方形式的转接段设计。在得到各部分型面的基础上，将各段进行合理的连接，完成单膨胀斜面喷管型面设计。 其次，基于CFD技术数值模拟了设计状态和沿飞行轨迹非设计状态下单膨胀斜面喷管内外流场，计算了喷管在各种飞行状态下的性能参数，并对喷管的综合性能变化规律进行了分析。为提高非设计状态下喷管的性能，研究了喷管几何参数变化对喷管流场和性能的影响，确定了沿飞行轨迹的喷管几何调节方案。 最后，研究了利用二次流喷射的流动控制技术提高单膨胀斜面喷管过膨胀状态下综合性能。数值模拟了二次流喷射条件下喷管的二维和三维流场，分析了在一定的落压比范围内二次流喷射流量、喷射总压、喷射角度、喷射位置、喷口形式以及外流马赫数对喷管过膨胀状态下流场结构和性能的影响。结果表明：(1)在喷管下斜板进行二次流喷射可以改善喷管过膨胀状态下的性能。(2)数值模拟所得的流场结构与文献给出的典型扰流流场相似。(3)随着落压比的增加
，二次流对喷管性能的影响减弱。(4)喷射流量和喷射角度是影响喷管性能的重要参数，并存在最优的喷射流量值和喷射角度值；喷射总压和喷口形式对喷管性能影响较小；喷射位置可以在喷管下斜板一定的范围内选取；亚音速外流条件下喷管性能的改善程度较大。
10.期刊论文李博.梁德旺混压式进气道与弹体一体化流场数值模拟-推进技术2002,23(4)
基于Favre平均的N-S方程和B/L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对"X"布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟.研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布;讨论了绕弹体非均匀来流条件下
,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响.结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响.
引证文献(3条)
1.毛建国.王志超.沈垣.周华鹏进气道流量调节阀控制装置设计[期刊论文]-传感器与微系统 2009(3)
2.张永芝.李卓.李海龙固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟[期刊论文]-航空动力学报 2008(11)
3.张永芝.李卓.李海龙超声速进气道流场三维数值模拟[期刊论文]-火箭推进 2008(03)
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V2500发动机进气道检查标准 参考自AMM71-11-11-200-001 第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）。 图1： 1、擦伤（Abrasion）：在H、J、K1、K2区域允许最大深度不超过0.38mm的损伤。 2、凹坑（Dent ）：
3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度 101.6mm深度0.13mm的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于 254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含 另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7 个Fastener丢失。一旦出现Fastener丢失必须在600个飞行小时、750个飞行循环（或100天）内进行维修。 第二部分：检查进气道外部（Examine the Air Intake Cowl Outer Barrel） 图2：
图3： 1、擦伤（Abrasion）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y, Z区域，擦伤允许最大控制在表面切合处。且密封带 （sealing tape）处于被保护状态；在G区域，唇口与进气道外筒的切合处下部最大允许的擦伤的深度为1.02mm，超出这个限制就必须进行修理才能继续飞行。 2、擦挂和凿伤（Gouge/Scratch）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y区域，允许最大长152.4mm深0.254mm 宽0.254mm的损伤。相邻的未处理的损伤之间最小距离允许为203.2mm。在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿伤；在Z区域，允许环形擦挂或凿伤的最大长度为152.4mm（径向擦挂或凿伤为50.8mm）宽度为2.54mm的损伤。同样的，在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿
发动机进气道的优化仿真 【摘要】通过对进气道内气体流动的三维数值模拟计算，可获得流量系数，气道内压力、流速等参数的空间分布，并建立气道形状、安装位置与气体流动特性（包括流量系数等）的关系，为汽车发动机进、排气道的设计与改进提供依据。 【关键词】进气道；模型；仿真 1.引言 进气道气流流动状态最终直接影响发动机经济性、排放性以及动力性。因此，发动机进气道的理论研究和实际工程的设计成为发动机研究者的重要课题之一。传统的进气道设计流程是经验设计加稳流试验台上的反复试验。在设计开发中存在着较大的盲目性与局限性，不仅设计开发期长，耗费大，而且较难得到理想的方案。通过对进气道内气体流动的三维数值模拟计算，可获得流量系数，气道内压力、流速等参数的空间分布，并建立气道形状、安装位置与气体流动特性（包括流量数等）的关系，为汽车发动机进、排气道的设计与改进提供依据。 2.工作流程 工作流程如图1所示。基本控制方程通常包括质量守恒方程、能量守恒方程、动量守恒方程，以及这些方程相应的定解条件。确定离散化方法。即确定高精度、高效率的离散化方法，具体的说就是确定针对控制方程的离散化法，如有限差分法、有限元法、有限体积法等。这里的离散方法不仅包括微分方程的离散方法及求解方法，还包括贴体坐标的建立、边界条件的处理等。 图1 工作流程图 3.模型的建立 气缸直径取68mm，气缸的长度为170mm。在进气道进口处增加一个稳压箱，作用时使进气道入口处的气流流动状态稳定，这样便在计算入口边界条件中施加了一个稳定的压力条件。发动机进气道如图2所示，气缸简化为圆柱体，气缸盖如图3所示，进气道-气门-气缸如图4所示，最终计算用模型如图5所示。 本文采用六面体和四面体的混合网格，在稳压箱及气缸内采用六面体网格，在进气道、气门、气缸盖处采用非结构化网格。这样既节省了运算时间，又解决了进气道处外形结构复杂区的网格划分。将入口、出口、气缸壁面等分别创建PART，以增加边界条件；将进气道-气门-气缸盖所在空间创建BODY命名为LIVE1并保证该点在各个棉所围成的空间内，如图6所示。由于四面体网格生成是以BODY为单位进行的，将稳压箱、气缸部分创建块，利用约束、拉伸块等工具创建、分割块，以适应本部分体积结构。并在此部分生成六面体网格，对局部网格进行加密，并检查网格质量。生成四面体网格。生成四面体网格时需要对
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围 进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。 超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。 超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。 对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位臵，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。 超音速进气道主要经历的四个阶段 （一）三维轴对称进气道 这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位臵是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机
基于A VL FIRE发动机进气道设计综述宋宝恒热工111班1101210142 摘要：利用仿真软件FIRE建立某柴油机进气道的三维模型，对进气流动进行CFD模拟计算，再用实验验证仿真模型的准确性，对比试验与计算结果，两者吻合良好。结果表明，CFD设计在柴油机进气道设计开发和性能评价中具有实用价值。 关键词：柴油机；FIRE；CFD ；进气道 0.引言 进气道是柴油机重要零部件之一，它的几何形状对提高柴油机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放指标具有十分重要的影响。传统进气道设计主要采用经验设计和反复试验相结合，气道形状须经多次修正。近年来，随着计算机技术的迅速发展，特别是计算机存储量和计算速度的提高以及CAD技术的逐步完善，计算流体力学CFD已经成为目前解决三维流动问题尤其是设计进气道的重要手段。 本文主要是对利用仿真软件FIRE建立柴油机进气道的三维仿真模型，并进行相关数值模拟计算的一篇综述，仿真计算后的结果经修正和实验验证后，结果表明，CFD技术的应用有益于克服传统设计带来的盲目性和局限性，省时，成本低，具有理论指导意义，为柴油机的性能优化提供了新途径。 1.几何模型建立 利用CAD或者PROE构建所需进气道模型，如王志等人的《基于CAD/CAM/CFD的发动机气道研究》一文中，利用气道CAD造型，完成集气腔造型、气道曲面造型、合并气道型芯设计。 2.计算模型的建立 为了获得新设计气道的涡流比和流通系数，且使计算结果与试验结果具有可比性，应在试验台条件下建立模型。在稳流试验台上，模拟气缸的长度一般取为2.5D。 将三维气道几何模型输入FIRE软件中，建立气道内气体流动的数学模型，计算出气道内的三维流动，分析流动特性，提供给缸内研究。 3.网格的划分 应用FIRE的FAME技术进行网格划分处理，网格类型包括四面体和六面体
doi: 10.12052/gdutxb.180045 基于滚流比的某汽油发动机进气道优化设计和研究 胡德卿1，熊锐1，吴坚1,2，谢火志1，潘浩坤1 （1. 广东工业大学 机电工程学院，广东 广州 510006；2. 广州汽车集团有限公司 汽车工程研究院，广东 广州 510640） 摘要: 为提高发动机燃油经济性, 首先通过部分负荷试验, 验证了滚流比对燃油经济性的影响; 再通过气道稳流试验,验证了所建立的三维稳态计算模型的准确性以及气道评价参数之间的关系. 基于计算机液体动力学(CFD)分析影响气道流通特性的几何参数, 采用最优拉丁超立方抽样和响应面法(RSM)拟合出发动机进气道的近似模型, 应用第二代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对气道中心线倾斜角和喉口下压角进行优化, 通过比较流量系数、滚流比等参数确定优化设计方案. 研究结果表明: 优化后的进气道模型能够在保证流量系数不变的情况下一定程度上提高滚流比, 最终获得了提升气道滚流比的优化设计结果. 关键词: 汽油机进气道；计算流体动力学(CFD)；滚流比；流量系数；多目标优化(EMO) 中图分类号: U464.132 文献标志码: A 文章编号: 1007–7162(2019)01–0087–06 Optimization Design and Research of a Gasoline Engine Inlet Port Based on Tumble Ratio Hu De-qing1, Xiong Rui1, Wu Jian1,2, Xie Huo-zhi1, Pan Hao-kun1 (1. School of Electromechanical Engineering, Guangdong University of Technology Guangzhou 510006, China; 2. Automotive Engineering Institute, Guangzhou Automobile Group Co., Ltd., Guangzhou 510640, China) Abstract: In order to improve the fuel economy of the engine, the influence of tumble ratio on fuel economy is verified by partial load test; the accuracy of three-dimensional steady calculation model and the relationship between flow coefficient and tumble ratio is verified by ports steady test. The geometric parameters of affecting ports flow characteristics are analyzed based on CFD(Computation Fluid Dynamics), fitting out an approximate model with the Optimal Latin hypercube sampling and response surface method (RSM). Optimizing the tilt Angle and throat Angle via the Elitist Nondominated Sorting Genetic Algorithm (NSGA-Ⅱ), it confirms the optimized design scheme by comparing the flow coefficient and tumble ratio. The result shows that the optimized inlet model can improve the tumble ratio on the premise that the flow coefficient is constant, which can eventually get the optimal design result of improving the tumble ratio. Key words: gasoline engine ports; CFD(Computation Fluid Dynamics); tumble ratio; flow coeffici-ent; EMO(Evolution Multiobjective Optimization) 发动机进气道的设计布置对其经济性有重要的影响[1-3]. 进气道结构非常复杂，其关键部位的设计对其流动影响很大，因此找到这些关键部位并进行一定的改进是进气道优化设计的重要工作[4-6]. 传统的进气道设计工作是在进气道试验台上反复试验，通过经验得出数据，其时间周期长且具有一定的盲目性[7]. 本文先通过试验来验证滚流比对发动机性能的影响，然后采用计算流体动力学(CFD)数值模拟方法对其进气道进行仿真计算并验证，再使用多目标优化(EMO)方法确定进气道优化后的几何参数，最后通过仿真验证优化结果. 1 进气道流动特性的评价方法 为了比较不同几何参数的进气道的性能，本文用无量纲流量系数来评价不同气门升程下进气道流 第 36 卷 第 1 期广东工业大学学报Vol. 36 No. 1 2019 年 1 月Journal of Guangdong University of Technology January 2019 收稿日期：2018-03-13 基金项目：广东省科技厅省部产学研结合基金资助项目(2013B090400002) 作者简介：胡德卿(1990?)，男，硕士研究生，主要研究方向为内燃机进排气道CFD分析. Email：hudeqingcfd@https://www.doczj.com/doc/067082222.html,
?设计?计算? 基于CF D 的发动机进气道优化设计 彭北京 邓定红 胡军峰 胡景彦 (浙江钱江摩托股份有限公司 浙江温岭 317500) 摘 要:发动机进排气系统的气体流动特性复杂,影响发动机的充气效率和换气损失,对发动机的动力性和经济性有重要的影响。在某水冷125mL 发动机研制过程中,样机性能测试表明,发动机整体性能偏离设计目标要求,发动机的进气道的设计存在缺陷。本文利用AVL -F I ER 软件建立了原型发动机进气道CF D 模型,进行三维稳态CF D 分析和优化。首先利用实验结果验证了原始气道计算模型,并进行优化分析。计算结果表明,优化后的进气道比原始进气道流量系数最大值增大了近21%。按优化后的方案对原始气道实物进行改进,样机对比测试结果表明,按优化后的方案改进的气道实测流量系数比原始气道增大了19%。 关键词:发动机 进气道 CF D AVL -F I ER 中图分类号:412.44 文献标识码:A 文章编号:1671-0630(2009)03-0040-04 O pti m u m D esi gn of I n let A i r Core of Eng i n e by CF D Technology Peng Be iji n g,D eng D i n ghong,Hu Junfeng,Hu J i n gyan Zhejiang Q ianjiang Mot orcycle Co .,L td .(W enling,Zhejiang,317500,China ). Abstract:The gas fl owing characteristic of intake and exhaust syste m in engine is very comp lex .It could not only affect the volumetric efficiency and the gas exchange l oss,but als o has i m portant influence on the dyna m 2ic p r operty and econom ical efficiency .During the devel opment of a ne w type 125cc water 2cooling engine,the sa mp le engine perf or mance test indicates that the integrity perf or mance has a gap comparing t o the original de 2sign require ments and the original design of intake passage has s ome defects .I n this passage,a CF D model of the p r ot oty pe engine’s intake gas passage was built using AVL -F I ER and a 3D steady CF D analysis and op ti 2m izati on were carried out .A t first,the original gas passage model was validated by the test result,then op ti 2mu m analysis basic on the model was p r ocessed .The calculati on results show that the flux coefficient of the op ti m ized real passage is 21%larger than that of the original one;the original real passage was i m p r oved ac 2cording t o the op ti m ized s oluti on,and the contrasting test result shows that the flux coefficient is larger than the original one by 19%. Keywords:Engine,I nlet air core,CF D ,AVL -F I ER 引言 在发动机开发设计阶段,性能参数是非常重要的 考查指标,其中有很多参数都要进行优化,比如进气道、凸轮型线、压缩比、进气管内径、化油器进气孔大小 作者简介:彭北京(1976-),男,大本,高级工程师,研究方向为发动机开发及分析。 第38卷 第3期2009年6月小型内燃机与摩托车 S MALL I N TERNAL COMBUSTI O N ENGI N E AND MOT ORCYCLE Vol .38No .3 Jun .2009
航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
浅析进气道隐身技术 俄罗斯五代原型机T50的首飞唤起了公众对于其航空工业实力的强烈关注，对T50设计思想分析和性能推测就没有停止过。起初，由于只有T50首飞时的小段视频作为分析资料，对于T50的分析大多局限于整体而没有细节。近日在网络上流传的T50进气道正面清晰照片为偶们分析T50提供了很好的素材，也成就了现在异常流行的“毛五悲剧”。网友们对T50采用弯度很小的S形进气道恶评如潮，纷纷大呼“T50隐身性能悲剧了”，以至于上军网不顺便踩一脚俄罗斯五代机都不好意思出来见人。其主要理由就是现代隐身飞机为了遮挡发动机风扇叶片都采用了S形隐身进气道设计，而T50的发动机叶片竟然非常不和谐地裸露在众人的视野中。其实，进气道乃至飞机隐身技术是隐身与各方面性能指标权衡的艺术，进气道隐身并没有固定模式可以遵循。是否采用S形进气道对发动机叶片进行遮挡，也不是判断一型飞机隐身性能优劣的标准。路人皆知的芙蓉姐姐总喜欢把自己的肉体扭曲成怪异的S形，难道性能尖端的五代作战飞机非要把自己的进气道也弄成神似芙蓉姐姐腰肢的模样就叫隐身了么？ T50照片，图中能清晰的看到发动机叶片 雷达隐身原理 雷达隐身就是控制和降低军用目标的雷达特征，迫使敌方电子探测系统和武器平台降低其战斗效力，从而提高军用目标的突防能力和生存能力。狭义地说，雷达隐身就是反雷达的隐身技术。一般说来，雷达隐身代表了各种相互矛盾的要求之间的一个折衷，其利和弊两方面最后应得以平衡。例如，当修改目标外形设计以获得雷达隐身时，雷达截面在一个观察角范围内的减少通常伴随着在另一些观察角上的增加，并且外形的修改又往往会带来飞行器的气动特性方面的问题。我们己经知道，如果使用雷达吸波材料，则可通过在材料内能量的耗散来实现雷达隐身，而在其他方向上的RCS电平可保持相对不变，但此时也是以增加重量、体积和表面维护问题为代价的，使目标的有效载荷和作用距离受到影响。因此，每一种雷达隐身的方法都包含了它自己的折衷选择方式，而它们又决定于特定目
发动机进气道检查标准V2500 AMM71-11-11-200-001 参考自 。第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）：图1 的损伤。区域允许最大深度不超过0.38mmJ、K1、K21、擦伤（Abrasion）：在H、）：Dent 2、凹坑（允许最大长度（任一方允许最大深度其深度不能超过长度的10%，向）距离最近铆钉位置必须大于25.4mm，两个2.54mm K1 区域25.4mm 相邻损伤之间的距离不2.54mm 50.8mm 区域H 能小于254mm，其中K1、5.08mm 区域50.8mm K2 K2区域最多允许2个凹5.08mm J 区域57.1mm 坑，H、J区域没有个数限制． 3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.13mm 的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7个Fastener丢失。
发动机进气系统的改装详细解说 发动机进气系统包括空气滤清器、进气歧管、进气门机构等。空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经过进气道进入进气歧管，与喷油器喷出的汽油混合后形成比例适当的可燃混合气。通过进气门进入气缸点火燃烧，产生动力。 一、容积效率与充气效率 发动机运转时，每一循环所能获得空气量的多少，是决定发动机动力大小的基本因素。发动机的进气能力是用发动机的容积效率及充气效率来衡量的。 1、容积效率 容积效率是指每一个进气行程中，气缸所吸入的空气在标准大气压力下所占的体积与气缸活塞行程容积的比值。 由于空气进入气缸时，气缸内的压力比外面的大气压力低，而且压力值会有所变化，所以采用标准大气压的状态下的体积作为共通的标准。由于进气阻力及气缸内的高温作用，将吸入气缸的空气体积换算成标准大气压下的状态时，一定小于气缸的体积，因此自然吸气发动机的容积效率一定小于1。降低进气阻力、提高进气压力、降低进气温度、降低排气回压、加大进气门面积都可提高容积效率，而发动机在高转速运转时则会降低容积效率。 进气歧臂的长度对容积效率也有影响，因为进气歧管长度的变化引发了与容积效率有关的脉动及惯性效应。较长的进气歧管有利于提高发动机低转速时的容积效率，最大扭矩也会提高，但随着转速的提高，容积效率及扭矩都会急剧降低，不利于高速运转。较短的进气歧管则可提高发动机高转速时的容积效率，但会降低发动机的最大扭矩及其出现时机。因此，若要兼顾发动机高低转速的动力输出，维持在各转速下均有较高的容积效率，就要采用可变长度的进气歧管。 2、充气效率 充气效率是指每一个进气行程所吸入的空气质量与标准状态下（1个大气压、20℃、密度为
基于米勒循环的进气道优化 杨文乐张峰昌骆富贵葛少虎 （海马轿车有限公司，郑州，450016） (yangwl01@https://www.doczj.com/doc/067082222.html,) 摘 要：采用某款均质混合气燃烧模式的增压直喷汽油机(GDI)的米勒循环发动机为例，通过对气道形状的改变，研究缸内流动对滚流比及湍动能的影响，结果表明在额定功率工况，滚流比和湍动能均有较大提高，进气道对缸内流动有较大影响。 关键词：GDI；米勒循环；进气道；滚流比；湍动能 Abstract：Taking the turbo charge gasoline direct injection engine (GDI) adopting homogeneous charge combustion mode which based on the Miller cycle as example. Investigated the tumble ratio and turbulence kinetic energy effect by the intake port shape change. The results show that in the condition of rated power, tumble ratio and turbulent kinetic energy were greatly improved, the intake port has a great influence on the flow in the cylinder. Key words: GDI Miller cycle intake port tumble ratio turbulence kinetic energy 0 前言 全球的新油耗法规都在不断加严，中国也顺应趋势，提出节能减排政策和类似于欧洲的新油耗法规。法规给予汽车企业巨大的挑战，同时也指明努力的目标和方向，多年前的很多发动机新技术逐步成为现在和将来十年内的主流技术。GDI汽油机在燃油经济性、动力性等方面较传统的气道喷射（PFI）汽油机具有更大的发展潜力，而米勒循环是一种不对等膨胀/压缩比发动机的热力循环，由于膨胀比大于压缩比，因此能更好利用燃烧后废气仍然存有的高压，燃油效率比奥托循环更高。其在全负荷和部分负荷都可以降低燃油消耗率，米勒循环的GDI发动机无疑在燃油经济性方面会有更好的表现。 但是米勒循环发动机一般通过进气门早关或者晚关和提高压缩比来实现，由于改变了进气门相位，其缸内湍动能水平明显减弱，燃烧速率降低，GDI发动机燃烧系统结构一般由进排气道、燃烧室、活塞、喷油器和火花塞组成，要在缸内形成均匀的混合气，必须组织合适的气流运动和精确的喷油匹配。 采用均质混合气燃烧模式的GDI汽油机一般靠进气道来产生强烈的滚流运动以促使燃油与空气的混合，另一方面随着活塞的上行，滚流在压缩冲程后期破碎成湍流，这样有助于提高压缩终了时的湍流强度，以提高火焰传播速度，抑制爆震，减小循环变动保持燃烧稳定性[1-2]。 为了研究进气道的改变能否达到提高米勒循环混合气形成状态，本文以某款米勒循环GDI发动机为研究对象，采用两种不同滚流比进气道方案分别进行稳态和瞬态缸内流动模拟，并进行了稳态气道性能测试，分析进气滚流对缸内流动的影响，为GDI发动机的气道设计提供理论依据。 1进气道稳态性能分析 气道流动特性参数指标主要由流量系数和涡流（滚流）强度等，其中，流量系数直接决定了气缸的进气量，而滚流比的大小对缸内混合气的形成、发展、燃烧速度和稳定性等起着重要的作用，对于米勒循环的GDI汽油机来说希望获得尽量大的滚流强度，尽管提高滚流比会导致流量系数降低，但是对于增压汽油机来说，可以依靠增压来弥补减小的进气量。 1.1评价方法
发动机进气道与进气歧管耦合CFD分析 CFD Coupling Simulation of the Intake Ports and Manifold in an Engine 徐莉蔡志强王伟民 （东风汽车公司技术中心湖北武汉 430056） 摘 要：为了研究进气道、进气歧管和两者耦合系统性能之间的关系，本文利用STARCCM+软件对四气门汽油机进气道与进气歧管的耦合系统、进气道与进气歧管进行了三维数值模拟计算，并相应地分别进行了试验验证，进而对耦合系统的流量系数和最大不均匀度进行了分析、探讨。 关键词：发动机、STARCCM+、流量系数、最大不均匀度 Abstract:To study the performance relationship among the intake ports, the intake manifolds and the coupling system including the intake ports and the intake manifolds of a four-valve gasoline engine, the three-dimensional numerical simulations of air flow in a coupling model and independent intake ports and manifolds were performed with STARCCM+ software. The experiments were completed to validate the simulation results, and the flow coefficient and the maximum unevenness of the coupling system have been analyzed and discussed. Key words: Engine、STARCCM+、Flow coefficient、Maximum unevenness 1 引言 发动机进排气系统的气体流动特性复杂，影响发动机的充气效率和换气损失，对发动机的动力性和经济性有重要影响。进气道结构复杂，关键部位尺寸对进气流动影响很大。流量系数大小可以评价进气道的流通性。对于多缸发动机，各缸进气不均匀性直接影响各缸空气与燃油的混合程度，从而影响燃烧过程的组织。本文将进气道和进气歧管进行耦合，利用STARCCM+软件进行三维流动模拟计算，得出了进气道、进气歧管和两者耦合系统的流量系数和最大不均匀度，并与试验结果进行对比分析。 2 耦合系统模型 2.1 三维CAD模型 用CATIA软件建立的进气道与进气歧管耦合CAD模型如图1所示。该耦合模型由进气歧管（包
超音速进气道的分类与应用 【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。 【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波 现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。 超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。内压式进气道：为收缩扩散形管道，相当于倒置的拉法尔喷管，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。 若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。 若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反
汽车进气道的清理方法 内容摘要：现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 快捷高效的清洗方式 发动机积碳是个老生常谈的话题，伴随着车辆行驶里程数的增加，积碳也会随之出现，影响发动机的动力输出，抑制积碳的滋生是每个汽车专家励志解决的难题，但由于外界情况的影响较为复杂，所以在解决起来并不是那么容易，进而，我们把目光投向了如何补救的措施上，于是各种清洗积碳的产品和各种维修工艺应运而生。综合而言，主要分为拆卸清洗和免拆清洗。 拆卸清洗就以为着要将发动机解体，传统工艺则至少要将发动机盖拆掉，这样清洗的比较彻底，基本可以把燃烧室内以及进气道内的积碳清除，但工时费则是一笔比较大的支出，且施工进度较慢，一般需要近一天的时间才能交付车主。
为了提高生产效率，扩大维修车辆承接业务量，于是免拆清洗业务在各个修理厂中广为流传，通过发动机怠速的运行，利用自身产生的真空力将清洗药水吸入，起到清洗进气道以及燃烧室的作用。清洗喷油嘴则是用清洗药水代替燃油来为发动机提供燃料以维持发动机的运行，从而达到清洗的目的。最后，向油箱内添加清洗剂完成油路的清洗。这就是完整的一套免拆清洗积碳工序，耗时在40分钟左右，但这种免拆清洗的效果不是很明显，在轻微积碳的情况下，还可以勉强应付，要是积碳较严重的时候，采用这种清洗方式是于事无补的。 现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面我们为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 清洗过程介绍 介乎于免拆和拆清之间，这种方法要拆卸一些发动机的配件。首先，要将喷油嘴、进气歧管以及发动机周围妨碍施工的一些附件拆下，特别是节气门。节气门安装在进气歧管处，清洗节气门也是其中一项，所以在拆卸进气歧管前要先将节气门拆下并妥善放置。