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
整车气动性能研究 一、意义 运用风洞实验与模拟仿真技术，保证整车的气动性能达到较高的水平；在产品的整个开发过程中，应用仿真手段优化整车的气动性能。并通过少量的风洞实验保证仿真的精度和准度。课题研究依托战略项目AB03进行，成果可应用了所有自主研发车型。 课题成功后，我司可将CFD技术用于汽车外形同步开发，选出具有良好气动性能的风阻小，风噪低，操控稳定性好的的汽车外形，提高我司产品的性能和竞争力。 同时CFD技术可以部分取代风洞实验，可节省大量的样件试制费用及风洞实验费用，缩短开发周期。以开发一款新车为例，从CAS面阶段到油泥模型阶段，再到A面冻结，造型反复修改次数不少于10次，按照正常的开发流程，期间风洞实验次数不少于5次，按照每次实验费用20万人民币计算，实验费用就要100万，如果算上人员、试制及运输费用，应该在150万以上。每次风洞实验按5个工作日计算，需要25个工作日，时间开发过程中最难协调的问题。 二、技术方案、路线及技术指标 （一）技术基础： 汽车行驶时除了受到来自地面的力以外，还 受到周围气流的气动力作用，气流的作用主要是 产生升力和阻力。当有侧风存在时，来流速度和 汽车对称平面之间存在横摆角，于是就存在一个 侧向力。三个气动力的合力作用点成为风压中心 C.P。风压中心在汽车的对称平面内，但它不一 定与重心（CG）重合。所有力放在重心上来研究， 就产生了三个气动力矩。图1、气动力和气动力矩示意图空气作用于车身的向后的纵向分力称为气动阻力，这种阻力与车速平方成正比，为了克服气动阻力所消耗的功率和燃料是随车速的三次方急剧增加的，当车速超过100km/h时，发动机功率有80%用来克服气动阻力，要消耗很多燃料，在高速行使时，如能减少10%的气动阻力，就可使燃料经济性提高百分之十几，当前汽车开发十分重视气动阻力系数CD，因为它直接关系到汽车动力性，经济性。 在车身上产生升力，汽车的附着力减小，影响操纵稳定性和驱动力。重量轻的汽车，特别是重心靠后的汽车，对前轮的升力特别敏感，这种情况对行驶中的汽车非常危险，即当前
第31卷 第5期 空气动力学学报V o l .31,N o .5 2013年10月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A O c t .,2013??????????????????????????????????????????????????? 文章编号:0258-1825(2013)05-0629-06 一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性 郁新华 (西北工业大学无人机研究所,陕西西安 710072 )摘 要:针对飞翼布局无人机,进行背部M 形进气道设计三通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成一种短扩压大偏距进气道的设计,设计中兼顾了进气道的隐身性能三利用C F D 方法和风洞试验,得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性二速度特性二攻角特性和侧滑角特性三从流场结构看出,M 形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣,随着位置向后推移,该低能量流会逐渐分散开来;进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中,由于S 弯旋流作用以及横向扩展效应,使得低能流区域逐渐远离对称面三研究结果表明:该进气道具有良好的气动性能, 总压恢复系数大于0.98,可为此类无人机进气道的设计提供依据三关键词:飞翼无人机;进气道;C F D ;风洞试验;气动特性中图分类号:V 211.7 文献标识码:A *收稿日期:2012-01-11; 修订日期:2012-05-10 作者简介:郁新华(1972-),男,江苏泰兴人,副教授,从事无人机总体气动设计二飞机/发动机匹配等研究.E -m a i l :y u x i n h u a @n w p u .e d u .c n 引用格式:郁新华.一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性[J ].空气动力学学报,2013,31(5):629-634.Y U X H.D e s i g na n d a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A V [J ].A C T A A e r o d y n a m i c aS i n i c a ,2013,31(5):629-634.0 引 言 飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特 性[1-2] ,因而属于一种比较理想的无人机气动布局三国外许多飞行验证机如美国X -47二 臭鼬二哨兵无人机,英国的 涂鸦 雷神 验证机,法国的 神经元 均属于飞翼布局三从有关资料可以看出,该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道,并与飞行器机体外形匹配一体化设计,进气口采用多棱角边唇口外形,形式有狭缝 八 字形二后掠三角形和 M 形,并以 M 形居多三 多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流 动变得特别复杂,而唇口是影响进气道性能的敏感部位,进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流 场畸变[3] 三另外,为了遮掩大部分压气机,降低雷达 R C S 和降低结构重量, 这种进气道内管道常设计成S 弯二管道相对较短[4-5 ];因此,内通道具有短扩压二大偏距的特点,其内型面存在剧烈变化和弯曲,会导致较强的流向和横向的压强梯度,形成复杂的二次流[ 6] ,并很容易在管道内出现较大的气流分离,故此类进气道总压恢复系数较低,畸变指标较大三国内对此类形式的进气道研究较少,因此,很有必要开展这种进气 道的设计研究,为此类飞行器进气道设计提供依据三 1 M 形进气道设计1.1 进气道进口设计 针对类似 神经元 无人机构型开展M 形进气道的设计三考虑到雷达隐身的需要,发动机采取背部进气方式,进气口斜切平面与垂直面成30?的夹角,进气道唇缘与机翼前缘平行,进气口与机身型面光滑融合过渡,选定喉道截面形状为梯形+倒圆(图1)三 喉道面积A t h 需确保通过发动机所有工作状态下的流量,喉道马赫数M a 的大小与发动机进口平面的总压恢复二畸变大小有关系三由于无人飞行器飞行马赫数M a 数不大于0.8,因此考虑喉道M a 数时以地面起飞时M t h =0.45而确定,从而保证空中M t h 数不大于0.6三 A t h = K G m T σ 0.0404p q ( λt h )式中,K 为考虑冷却及引射流量的修正系数,G m 为发动机空气流量,σ为总压恢复系数,P 为来流总压, T 为来流总温,q ( λt h )为气动函数三 为使来流流场均匀, 在进口和喉道之间设计成收敛形;为减少攻角二侧滑角时的压力畸变,根据以往
飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 计算全机升力线斜率C L ： 为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2 AR 2 d h 2C L ：._W S gross 该公式适用于d h /b < 0.2的机型 Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。 由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m; C L: C La_W 1 dh b 丿 S gpss
S net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244. 所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349 二.计算最大升力系数C Lmax C Lmax =14 1'0-064regs C L? ①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1 所以代入上面公式得到C Lmax等于1.662 三.计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长 的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。
70 20 30 40 SO 60 70 &0 100 Wing ￥Ngwl span 所以先计算机翼外露段的相对展长 等于（1-机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m, 代入公式，算出机翼外露段的相对展长 等于88.67%，对应到上图，纵坐标 C 'LE lc 等于 1.088 。 絲翌娄型 克鲁格標資 0.3 前缘 前缘缝翼 0.4 c 中缝 1.3 后缘 < 无面积延伸〉 L6 二缝 1.9 单繼 1.3 / e 后缘（何而积絃仲） 蚁缝 1,6 c 三缝 1 9強々 1.0&
浅谈民用飞机短舱进气道结构设计 摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。 关键词：进气道结构设计消声设计 0.概述 高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。 1.进气道设计要求 进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合FAR-36部适航标准的要求。短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。 2.进气道结构设计 进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。 进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。 进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收FBO工况时风扇打出能量。腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。进气道后隔板组件是防鸟撞结构设计的最后一道防线，要保证鸟的撞击不会穿透后隔板打到风扇舱段，后隔板的变形不能引起燃油管路以及其它系统的损坏以危及到飞行的安全。同时，尽管FADEC 位于风扇舱段区而不在进气道内，但是不能允许鸟撞击后隔板变形而接触到FADEC。因此后隔板需要布置一定数量的钛合金材料径向加强肋。后隔板通常也是风扇舱段火区的前向边，因此后隔板需要采用钛合金退火材料且必须布置防
目录 1前言错误!未定义书签。 2风轮气动载荷............................................... 错误!未定义书签。 2.1动量理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 .................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.2考虑风轮后尾流旋转...................................................................... 错误!未定义书签。 2.2叶素理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.3动量──叶素理论.................................................................................. 错误!未定义书签。 2.4叶片梢部损失和根部损失修正 .............................................................. 错误!未定义书签。 2.5塔影效果.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.6偏斜气流修正.......................................................................................... 错误!未定义书签。 2.7风剪切...................................................................................................... 错误!未定义书签。3风轮气动载荷分析........................................... 错误!未定义书签。 3.1周期性气动负载...................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.2载荷情况DLC1. 5..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.3载荷情况DLC1.6..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.4载荷情况DLC1.7..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.5载荷情况DLC1.8..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.6载荷情况DLC6.1..................................................................................... 错误!未定义书签。 风力发电机组气动特性分析与载荷计算 1前言 风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2风轮气动载荷 目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S方程的CFD方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD求解N-S方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论 动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 首先，假设一种简单的理想情况：
整车气动性能分析与优化 周欣1，乔鑫2，孔繁华3，李飞4 （华晨汽车工程研究院，沈阳 110141） 摘要：本文应用计算流体软件STAR-CCM+对某车型进行外流场的仿真计算，并以提高整车气动性能为目的进行了增加前唇扰流板，前后轮扰流板以及对后扰流板加长并调整角度的组合优化，有效的起到了减小风阻系数，提高冷却模块有效流量的作用。 关键词：外流场；气动阻力；CFD；STAR-CCM+； Abstract: A CFD software STAR-CCM+ is used in this article to simulate the vehicle external flow of a certain vehicle type. In order to improve the aerodynamic performance of the whole vehicle, a front spoiler lip, spoiler lips of front and rear wheels are added, and the rear spoiler lip is lengthened which angle is also adjusted. Consequently, the drag coefficient is effectively reduced, and the effective flow of cooling module is increased. Keywords: V ehicle external flow; Aerodynamic drag; CFD; STAR-CCM+; 0前言 汽车空气动力学对于整车的经济性、动力性、舒适性和行驶安全的研究具有特殊重要的意义，它是车辆工程领域一个非常重要的研究方向。随着计算机技术和流体力学数值计算理论的发展，计算流体力学（Computational Fluid Dynamics ,CFD）已成为了汽车空气动力学研究的重要手段。传统的汽车空气动力学研究依赖与汽车风洞试验，但是现在应用CFD空气动力学数值模拟技术，可以在计算机上完成汽车风洞试验，使得对汽车空气动力学开展全面系统的科学研究更简便而有效。[1] 在国家战略政策的引导下，汽车工业逐渐开始走向自主开发的道路。随着能源问题的日益突出，节能减排也成为汽车设计的主要目的。整车气动性能是汽车空气动力学的核心问题[2]，在造型阶段，气动性能主要关注车辆的阻力系数。当车速达到100km/h时发动机约80%的动力用来克服气动阻力，假如整车空气动力学性能提高10%，油耗就可降低4%~5%。 本文利用计算流体力学软件STAR-CCM+对某车型进行了整车外流场的计算，通过对整车近壁面速度场以及各截面速度场分析，对该车前唇扰流板，前后轮扰流板，以及后扰流板的组合优化进行评价。 1建立计算模型 1.1物理模型 流体流动要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律。 (1)质量守恒方程（连续方程） d i v(1) (2)动量守恒方程（运动方程，Navier-Stokes方程）
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
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第３期 薛劲橹，等：Ｆｌｕｅｎｔ在汽车气动特性研究中的应用 ３５ 添加轮子，并生成一个长１０ｍ、宽２ｍ、高３ｍ的流场区域，由于车体沿中纵剖面对称，故只对～半车体建模，以简化计算。可沿流场中纵剖面将计算区域分开，将中纵剖面设为对称面边界，在后处理过程中可观看完整流场。Ｇａｍｂｉｔ具有很强的非结构化网格生成功能，利用Ｇａｍｂｉｔ中的ｍｅｓｈ模块，对已经建立的汽车流场３Ｄ模型进行网格划分，如图３所示。 图３划分网格 汽车外流场的数值模拟是在有限区域内进行的，因此在计算区域边界上要设置合适的边界条件。具体设置如表２所示。 表２区域边界设置 ２．４求解过程 将Ｇａｍｂｉｔ生成的ｍｅｓｈ文件导人Ｆｌｕｅｎｔ进行求解运算。本研究设置汽车８０ｋｍ／ｈ的相对行驶速度，此时空气流场属于三维定常不可压黏性流动。使用非耦合隐式算法进行求解，离散格式使用二阶迎风格式，湍流模型使用ｋ－ｅ方程。分别用稳态和非稳态２种求解器进行计算，稳态计算速度较快，瞬态计算精度较高。２种计算方法结果对比如表３（以模型１为例）所示。 表３计算方法对比 根据文献［３］，小轿车的阻力系数范围是０．３５～０．５５，升力系数范围是０．１—０．２，说明本文所建模型以及计算结果均符合工程实际。通过表３可知：本文所述问题用稳态和瞬态２种求解器所得解基本一致，故在做类似简单计算时可选择稳态求解器，可以大大节省计算时间。图４为２种方法残差曲线，其中稳态计算迭代１５０步可收敛，而瞬态计算 迭代１６００余步可收敛。 樊蜷辐娶 迭代次数（ａ）瞬态方法 （ｂ）稳态方法 图４计算结果对比 ２．５计算结果后处理 利用Ｆｌｕｅｎｔ的后处理功能，可以绘制出车身表面的压力分布图以及外流场速度分布图，如图５—９ （以模型１为例）所示。 万方数据
国产歼10双座型战斗教练机
静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨 歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高
图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－ 0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。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。 进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。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，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。 飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。 总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。 流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。 飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。
不同气动措施对特大型冷却塔风致响应及稳定性能影响分 析 摘要：为研究不同气动措施对特大型冷却塔结构风 致强度及稳定性能的影响，以内陆某核电特大型冷却塔为例，对无气动措施和增设3种气动措施冷却塔进行刚体测压风洞试验.基于试验结果对比分析了不同气动措施下冷却塔表面 平均和脉动风压特性，然后采用有限元方法进行不同气动措施下特大型冷却塔的动力特性、风致响应、局部和整体稳定性能研究，最终提炼出不同气动措施对特大型冷却塔结构抗风性能的影响规律. 关键词：特大型冷却塔；气动措施；风洞试验；风压特性；风致响应；稳定性 中图分类号：TU279.741 文献标识码：A 文章编号：1674-2974（2016）05-0079-11 Abstract：To study the wind-induced strength and stability properties of large cooling towers with different aerodynamic measures，the pressures of the rigid-body models without or with three different aerodynamic measures were measured by the wind tunnel tests. A nuclear super-large cooling tower inland was considered as the test specimen. The surface wind
mean and fluctuating pressure characteristics were investigated from the test results. Furthermore，finite element analysis was conducted to evaluate the dynamic characteristics of natural vibration，the wind-induced response，and the overall and local stability. Finally，the effective rules of the different aerodynamic measures on wind resistance for super-large cooling tower were proposed. Key words：super large cooling towers；aerodynamic measures；wind tunnel test；wind pressure characteristic；wind-induced response；stability 随着能源产业结构的调整，作为火/核发电厂重要构筑物之一的冷却塔的规模日趋高大化，国内规范条款仅针对高度在165 m以下的冷却塔，其已无法满足当前特大型冷却塔建设的需求，同时塔高和直径的增大使特大型冷却塔在风荷载作用下的承载能力和稳定性能成为制约其发展的瓶颈之一[[1-2]. 国内外学者采用风洞试验和有限元方法对大型冷却塔 的风致稳定性能进行了大量研究[[3-6]，为其抗风设计提供了很好地技术支持.然而，国内外已有研究成果均未涉及不同气动措施[[7-8]下特大型冷却塔的风压分布特性，更缺乏不同气动措施对其风致响应和稳定性影响的定性和定量分析. 鉴于此，本文以内陆某核电特大型冷却塔工程为背景，
冶金动力2017年第7期 前言 在节能减排和保护环境等国家战略需求下，低温余热的回收利用受到了广泛的重视。ORC(Or- ganic Rankine Cycle,简称ORC)透平具有工质沸点低、来源范围广、蒸汽饱和曲线陡的特点，能安全高效的将低温热源的热能转换为机械能和电能。透平是热能转换系统的核心设备，所以对ORC透平性能分析和设计方法的研究具有理论意义和重要的工程应用价值。本文以R245fa有机蒸汽作为流动工质，设计了ORC透平，并开展ORC透平内部流动结构和气动性能分析。 1ORC单级透平热力设计 1.1主要技术参数 设计功率:50kW; 循环工质:R245fa; 新汽温度:110℃; 新汽压力：1.56MPa; 排汽压力:0.28MPa 机组转速:8000r/min。 1.2热力设计模型及计算过程 （1）由i-s图得整机理想比焓降Δh s C a=2×Δh s×103 √(1) (2)汽轮机热力过程曲线图如图1所示 图1汽轮机热力过程曲线图 ORC透平气动性能分析及优化设计 刘伟阳，闵爱妮，刘美丽，周志明 （西安陕鼓动力股份有限公司，陕西西安710075） 【摘要】采用一维绝热热力设计方法，在给定的技术参数条件下，给出了叶片节距、气流角、叶高等参数，计算了各个截面上的流动参数。设计了通流部分的流道结构和整个有机朗肯循环(Organic Rankine Cycle,简称ORC)单级透平结构。采用商业软件NUMECA进行数值模拟，对ORC单级透平内部流动的气动性能进行详细分析。通过改善流动条件，对叶型进行优化。 【关键词】ORC透平；气动性能；数值模拟；优化设计 【中图分类号】TK14【文献标识码】B【文章编号】1006-6764(2017)07-0038-05 Analysis and Optimized Design of the Aerodynamic Performance of ORC Turbines Liu Weiyang,Min Aini,Liu Meili,Zhou Zhiming （Xian Shaangu Power Co.,Ltd.,Xian,Shaanxi710611,China） [Abstract]The one-dimensional adiabatic thermal design method was adopted;and with given technical parameters,the blade pitch,flow angle and blade length were provided and flow parameters of every section were calculated.The channel structure and the entire ORC single-stage turbine structure were designed.Numerical simulation was performed using com-mercial software NUMECA,to analyze the aerodynamic performance of the internal flow of single stage ORC turbine in detail.Through improving the flow conditions the blade shape was optimized. [Keywords]ORC turbine;aerodynamic performance;numerical simulation;optimized de-sign
?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