后掠压缩斜板进气道进口流场数值研究

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有错排射流冲击的受限长通道内流场的实验及数值模拟研究

有错排射流冲击的受限长通道内流场的实验及数值模拟研究刘海涌，孔满昭，刘松龄，沈天荣(西北工业大学热能工程系，陕西西安 710072)摘要：用五孔针对简化后的涡轮叶片错排射流冲击受限长通道流场进行了详细的测量，并运用商业软件FLUENT6.1进行了相应的数值模拟，着重研究受限通道内流动特性的变化规律以及数值模拟能达到的精确程度。

实验及数值模拟结果表明：受限通道内因射流诱导及壁面限制形成漩涡，使高速气流向通道侧壁甚至孔板面集中，通道上、下游流动形态有较大差别；数值模拟结果与实验结果在通道中、下游位置符合较好，但在上游存在一定差异。

关键词：错排射流受限通道冲击冷却流动特性五孔针1 引言由于铸造技术的改善，国外现已经可以在涡轮工作叶片上铸造多个细小的冷气通道（见图1）。

这些通道通过冲击孔与冷气供气腔连接以实现冲击冷却，冲击后的气体可以通过连接孔进入下一个腔室或者直接通过气膜孔流出叶片形成气膜冷却。

这种冷却结构的优点是：利用冲击冷却获得高换热系数，增大了叶片内部的有效换热面积，同时避免因传统冲击冷却需要插入孔板而带来的结构和震动问题。

因具有上述优点，针对这种结构的受限通道冲击冷却研究在国外受到广泛重视[1]，相关的研究论文较多[2－6]，但多集中于换热特性方面。

本文在不同雷诺数下，对不带气膜孔的此类通道内及出流孔的流场进行了详细的实验测量及数值模拟，希望能深入了该冷却结构的流动特性，并对其强化换热的内在机理有较全面的理解。

2 实验装置与测量方法Fig.1 Cast blade Fig.2 Test configuration sectionPlenum1Plenum2Plenum3 Plenum4 Plenum5Fig.3 Orifice plate and confined channel实验装置简图如图2、3所示，本实验将冲击冷却通道简化成一矩形直通道并按等比例放大，在其侧壁上错排开设12个射流孔(第13个射流孔封闭)，在射流孔下游居中开设一个较大的出流孔，实验过程中保证工况雷诺数相同。

超声速进气道的分类方法

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。

高超声速飞行器_进气道一体化热流数值计算

适用于高超声速流动 ,且在有壁面限制的流动中能够给出合理准确的解 ,并已得到实验验证. 因此本文在湍流计算中选用 SS GZ2J k2ε湍流模型 ,其控制方程为
5ρk 5t
+ρu j
5k 5xj
-
5 5xj
μ
+
μT σk
5ρk 5xj
= Pk - Dk + SS k
(1)
5ρε 5t
+ρu
j
5ε 5xj
Abstract : Aero heating analysis of p rop ul sio n/ forebody integratio n has been co nducted by means of CFD technique. Especially ,different co mp utatio n model s are adop ted for differ2 ent flow regime ,including laminar ,t ransitio n and t urbulent flow. In t his text ,co mp ressibilit y2 corrected SS GZ2J k2ε model has been employed in t urbulent regio n , mo reover , we int roduce algebraic intermit tency mo del of t ransitio n to simulate t he t ransitio n p rocess f ro m laminar to t urbulent . By t hese met hods ,wall heat flux of forebody and engine has been calculated and co mpared wit h experimental result s. Result s show t hat co mp ressibilit y2corrected SS GZ2J k2ε model can reaso nably p redict heat flux in t he co mplex high2speed co mp ressible flow ,and al2 gebraic intermit tency model of t ransitio n can simulate t ransitio n p rocess of bo undary layer . Flow regime ,st ruct ure geo met ry and shock wave have great effect s o n heat flux.

超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析

场结构与性能进行研究与分析，到的结论将为弹丸进一步得减阻增程提供有效参考。
例，不仅要求其具有攻击防区外远程或超远程敌方纵深目标
的能力，还要求其提高自身战场主动权和火力系统的自身生存能力。因此，提高传统弹药的射程问题已经成为当今战术武器研究的新热点，并受到世界各国的重视。冲压发动机凭借其构造简单、量轻、积小、重体推重比大、成本低等一系列
ＷＡＮＧＸｉｏ～ｒｎＪＡＮＧｅａｏｇ，ＩＧｎ—ｚｕ，ＨＯＵＣａｇ—ｓｅｇｈＺｈｎｈｎ
（ｏｅｅｏｅｈｎｃｌｎｉｅｒｇＮＵＴ，ａｊｇＪｎｓ１０４ｈｎ）ＣｌｇｆＭｃａｉｇｅｉ，ＪＳＮｎｉｉｇｕ２０９，ＣｉａｌａＥｎｎｎａＡＢＴＡＣＴ：ｏｍｎｍｉｅｉａｃｓｆａｊｔｓｉｅｒｅｔｅａｄｅｐｃｌｐｒｎｃｉｅｃｎｉｒｖｅｆｅＳＲＴｉｉｚｒｓｔｅｍｅａｓｔｐｏｃｉｎｓｅｉｌｓｅｓｉｎｔａｏｅｈｒｅｓｎｏｒｓｄｊｌａｙｕｏｌｍｐｔｉ
击ｆ＋，＋（＋（（告，Ｓ）））
＝０。
０唧２－。１－＊０１
式中，西为通用变量，代表／Ｖ、Ｚ、Ｔ等求解变量；为广义扩．，Ｆ散系数；为广义源项。定常情况下，
数值计算方法采用有限体积法，对式（）中的对流项采１用二阶迎风离散格式进行离散，对粘性项采用中心差分格式离散。初始条件处处为常数即等于来流条件。１边界条件进５１设为压力远场。口边界条件，出对于超声速一律外推；面采壁用无滑移绝热固壁条件，ｕ＝＝Ｗ＝０即。

飞机的进气道

P DFmy URL.c o m
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。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置，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。
P DFmy URL.c o m
内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。
随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求，第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。

旋转冲压压缩转子三维进气流道数值研究

本文采用目前国际上通用性较强的计算流体力学商用软件 ,有着比较广泛应用[ 10211] 的 Fl uen t 软件包对旋转冲压压缩转子三维进气流道流场进行数值仿真. 由于 Fl uent 软件本身所具有的特点 ,使得其在高速可压缩性流动的数值仿真中也能获得比较理想的结果 ,如在进气道内外流场数值仿真方面[1 221 3] . 本文计算所采用的控制方程为
Rt 减小到 Rk 时扩压面长度所对应的圆心角、扩
第 5 期
韩吉昂等 :旋转冲压压缩转子三维进气流道数值研究
1 08 1
图 3 沿节距中间截面设计图 Fig. 3 Designed sketch of the middle surface along
pitch wise
压角度. 三维进气流道气流压缩面母线、喉部和亚声扩
有单级压比高、效率高而又重量轻的压气机是提高航空发动机推重比、降低其耗油率和成本的有效途径之一. 为此 ,需要不断发展新概念、新方法、开发新技术并将其应用于压气机的设计之中以期获得性能优良的压缩系统.
随着压气机设计技术的发展 ,一些新的气动概念和有效措施开始逐渐应用于压气机的设计
收稿日期 :2008205209 ; 修订日期 :2008209216 基金项目 :国家高技术研究发展计划 (863 计划) (2007AA05Z255) ; 大连海事大学青年教师科研资助及重点项目基金作者简介 :韩吉昂 (1979 - ) ,男 ,河南襄城人 ,博士生 ,主要从事发动机气动热力学研究 .
背压对三维进气流道性能的影响随着三维进气流道出口背压的增加进气流道的增压比不断提高图33这主要是因为随着进气流道出口背压的提高进气流道出口的相对速度减小在旋转冲压压缩转子进口相对速度不变的条件下压缩转子的扭速增加也就是转子对气流的加功量增加从而使进气流道的增压比提同时背压的提高会使进气流道亚声扩压器中激波串的位置逐渐向喉部靠近图34扩压器中气流之间的相互扰动作用逐渐减弱亚声扩压器中的气流损失不断减小这也有利于三维进气流道绝热效率的增加和增压比的提高但是过高的背压会导致三维进气流道绝热效率的降低图35这一现象与常规轴流压气机中的相似

离心压缩机内进口导叶后面流场的实验研究

离心压缩机内进口导叶后面流场的实验研究
周莉;蔡元虎
【期刊名称】《实验流体力学》
【年(卷),期】2008(022)001
【摘要】在不同的进口导叶预旋角度下对一单级离心压缩机级进口导叶后面的流场进行了测量,分析了进口导叶预旋角度对流动及性能的影响.结果表明:在适当的流量工况下,选择不同方式的进口导叶预旋,可以使得压缩机级的运行得到优化.-20°预旋角是在设计扩压器进口安装角下使压缩机运行最理想的工况.由于叶轮旋转的影响,以及非对称形状的蜗壳在叶轮进口形成的不均匀的流场,使得在进口导叶零预旋时,叶轮进口的流动具有预旋,其同轴向的夹角约为10°.当体积流量减小时,由叶轮旋转和蜗壳形状引起的预旋角度也相应的减小.
【总页数】5页(P17-20,45)
【作者】周莉;蔡元虎
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.离心压缩机进口可调导叶尾缘吹气数值模拟 [J], 辛建池;王晓放;陈旭东;石海;周路圣;杨树华
2.进口入射角对卧螺离心机内流场的影响 [J], 邱发华;吴蕾
3.导叶对抽真空离心压缩机内流影响的数值研究 [J], 程超;秦国良
4.离心压缩机进口导叶流场的数值模拟 [J], 温选锋;袁民建;谭佳健
5.基于FLUENT的离心式压缩机内部流场的数值模拟研究 [J], 张岳;唐美玲;张凯因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

[整理版]超声速进气道的分类方法

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。

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。

DSI进气道技术

这种进气口设计被称为“无附面层隔道超音速进气口（DSI）”，当它被安装在一架F-16 Block30上进行了非常成功的验证后，DSI进气口从概念变成了现实。
飞行试验覆盖了整个F-16飞行包线，实现2.0 马赫的最大速度。修改后的飞机在所有迎角和侧滑角下都显示出与生产型F-16相似的飞行品质类。洛克希德·马丁试飞员在试飞中完成了两次飞行中发动机重新启动、开了164次加力，都没有出现故障，有52次加力是在剧烈机动中开启的。在整个试飞中F-16没有出现发动机失速或任何异常。
DSI进气道技术
一，DSI技术简介
• 英文全称：Diverterless Supersonic Inlet
• 中文全称：无附面层隔道超音速进气道Байду номын сангаас
• DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”，它采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。
三，DSI技术原理
DSI 进气口是在进气口前方的机身上设计一个鼓包状突起，通过这个突起对进入进气口的空气进行预压缩，并同时吹除影响发动机吸气的附面层。 DSI 进气口能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。
四，DSI技术的验证和应用
• 洛克希德·马丁公司F-35战斗机机身两侧进气口内不起眼的鼓包实际上堪称空气动力学奇迹
• 在F-35以超音速飞行时，这种进气口的鼓包与前掠式进气口唇口配合工作，使有害的附面层气流远离入口，可以完全取代目前战斗机所使用的更重、更复杂、更昂贵的带附面层隔道超音速进气口。
1996年12月，这架飞机在9天内完成了12架次试飞，其中首次试飞发生在12月11日，初步摸了一下飞行包线，并对进气口进行了功能检查。

进口导叶对斜流式叶轮级性能调节的数值研究

Numerical Study on Performance Adjustment of Inlet GuideVanes on Mixed-flow Impeller Stage *Jia-yi Yu 1,2Yong Zhang 1,2Ting-bin Li 3Su-ping Wen 1Guang Xi 1Zhi-gang Qi 2(1.Xi'an Jiaotong University;2.Shengu Group Co.,Ltd.;3.HuaLu Engineering &Technology Co.,Ltd.)Abstract：The influence and adjustment characteristics of two different profile inlet guide vanes with different opening on the gas flow in the mixed-flow stage with super-large flow coefficient are studied numerically.The performance curves of the coupling of inlet guide vane and mixed-flow impeller under different guide vane opening are predicted.The results show that the inlet guide vanes can effectively expand the adjustment range,enabling the mixed-flow compressor to operate within a wider working range.The opening and profile of the guide vane will affect the aerodynamic performance of the mixed-flow impeller.The increase of the opening will increase the non-uniformity of the gas flow.When the opening increases to a certain extent,the adjustment capacity of the inlet guide vane will become worse,which will have a negative impact on the aerodynamic performance of the mixed-flow impeller.Keywords：Variable Inlet Guide Vanes；Numerical Simulation；Mixed-flow Stage；Numerical Study；Mixed-flow Impeller摘要：针对两种不同翼型的进口导叶，数值研究了导叶在不同开度下对超大流量系数斜流级内部气体流动的影响和调节特性，并预测了进口导叶与斜流叶轮耦合在不同导叶开度下的性能曲线。

压气机进口档板动态畸变流场参数分析

涡旋尺度随档板插入深度、气机流量的变化规律，及各动态参数之间的相对变化特点；压以初步探讨了涡旋
尺度、总压脉动强度、综合畸变指数和压气机喘振裕度损失等性能参数变化的关系，获得了有价值的试验研
究数据结果。
关键词：压气机畸变流场动态压力气动稳定性
ｃｍｐｓｏｒｎｅｔａｅｒｌｎｒｙｈａｕｌｅｔｄｔｒｃｕｒｄｏｒｓｒ８ｅｉｖｓｉｔｄｐｅｉａｉ．Ｔｅｖａｅｔｓａａａｅａｑｉ。ｅｇｍｉｌｌｂｅＫｅｒｓｏｒｓｏ；ｄｓｏｔｏｏｙｗｏｄ：ｃｍｐｓｒｉｒｎｆｗ；ｄａｉｒｓｕ；ａｒｄｎｉｔｂｌｙｅｔｉｌｎｙｍｃｐｅｓｒｅｅｏｙａｃｓａｉｔｍｉ
总压脉动强度、涡旋尺度几个参数之间的相对变化
关系。
；
ＡＳｗ喘振裕度损失（（Ｍ）按俄罗斯方法计算的）角度
涡旋尺度
收稿日期：０５—１２０１—１６
２测量系统
在某压气机总压畸变试验中，于距进口前２５．Ｄ
基金项目：空科学基金（２Ｏ０４航０ｌ６ｏ）
机测试工作。
维普资讯
１４
航空发动机
２００６年第３２卷第４期
布，每只耙有６个点按等环面分布；６将支单点动态
总压探针均匀分布在＝．处的环面上，Ｏ９进行动态
总压畸变测量。
▲ ▲
／ＬＩ
Ａｂｔａｔｈｙａｃｄｓｏｔｎｄｔｆａｅｇｎｏｒｓｏｎｅｏａｅｓｕｉｄｗｔｎｅｈｅｄｈａｉｔｏｓｓｒｃ：Ｔｅｄｎｍｉｉｔｒｏａａｏｎｉｅｃｍｐｅｓｒｉｌｔｆｗｒｔｄｅｉｉｌｔｓｉｌ．Ｔｅｖｒａｉｎｉｌｈ

CARET进气道

CARET进气道
CARET进气道
• 后掠双鞋面压缩进气道，不仅上壁产生一道激波，内壁也产生一道激波，对气流进行双重压缩，且两道激波会重合成一道激波，效率更高。
CARET进气道
• CARET进气道的设计，源自于乘波飞行器的概念。 • 利用平面激波波后的流场建立具有ARET进气道
• YF－22的进气道。可以看到迎面飞来的猛禽，他的进气道内温度很高，是因为激波减速增压后，压力增大，导致温度上升。
CARET进气道
• F22的进气道背部，每边都有多个泄放附面层气流孔。对这些孔做了隐身处理，敷了层细密的金属网格，把强散射变为弱散射。
• 早期的F/A－18C，固定式隔板进气道，它前面的斜面隔板不仅用来分离附面层，也引出道斜激波。
CARET进气道
• 早期的F/A－18C，斜板分离的附面层从机背上流出。
CARET进气道
• 大黄蜂从E型开始，就变圆为方，换成了这种，从外面看像是个斜的菱形截面一样。
CARET进气道
• F－22的Caret进气道跟它的机身高度融合，使得武器舱的空间能做到最大化。

DSI进气道技术及其

总结
总之，洛•马开发了一种革命性的发动机进气道概念，具有出色的气动性能，并取消了传统超音速进气道上的复杂结构，降低了生产和使用费用。DSI 是固定几何形状进气道，取消了附面层隔道、放气系统和旁通系统，减少了 300 磅的结构重量，每架飞机节省了 50 万美元的生产费用。在所有速度范围包括高超音速条件下，DSI 都具有出色的性能，而在机动条件下，DSI 仍然非常可靠。在过去的 10 年里，这项技术从酝酿走向成熟，其低风险已经被 F-35 所确认。
DSI进气道技术的应用
随着喷气式飞机性能的提高和未来战场对战术飞机的要求日益严苛，进气道设计人员面临的挑战也越来越艰巨。现在的战斗机进气道必须在大的速度、高度范围内以及在机动条件下向发动机高质量的气流，而无论此时发动机油门此时处于何种位置——慢车、军用推力还是加力状态。同时进气道设计人员还必须考虑到其它一些由于构形特征带来的限制，例如前起落架、武器舱、设备维护口盖以及前机身形状等，以便确定最佳构形从而减小阻力、减轻重量、降低费用、提高可靠性以及提供良好的推进性能。近年来的空中作战中，隐形飞机的技术优势逐渐凸现，“隐形”已成为下一代战斗机必备的基本特征。进气道作为飞机上一个重要的雷达波反射源，设计人员要将低可见性要求纳入考虑范畴，令各方面性能获得良好折界层被鼓包从中间“破开”，被迫向鼓包的两侧分开，最后从后缩的进气口唇口和机身连接处泄放。
这是 F-35A 型战斗机的缩比仿真模型，从这个角度，我们可以很清楚地看到位于 F-35 战斗机鼻下方形状独特的光电跟踪系统（EOTS）和外形经过优化的 DSI 进气道，当然我们也可以看到飞机进气道上狭窄的边条。
在 STOVL 型 JSF 上采用的轴驱动升力风扇要求使用分叉式进气道。X-35 基本上原版照搬了 F-16 前机身下表面的进气道设计，只是把它转了 90 度移到机身两侧。进气道整流罩相对于鼓包是中线对称的。为了布置升力风扇，分叉式扩压段明显向外偏移。在原型机上，自升力风扇后到发动机进气道导向叶片前有一块隔板将左右侧进气道分隔。在升力风扇后的扩压段则不再弯曲。

基于寒区湖库水源斜板沉淀池流态的数值模拟研究

Numerical Simulation of Flow Pattern in Lamellartype Settler Based on Ｒeservoir Source Water in Cold Areas
XU Tiefu， CUI Chongwei， LI Yan，ＲEN Xin
（ School of Municipal and Environmental Engineering ，Harbin Institute of Technology ，Harbin 150090 ，China） Abstract： The sedimentation process is key to controlling water indicators and reducing disinfection byproducts risk in the treatment of high color and low turbidity reservoir source water in cold areas． If the lamellartype settler is too long， the sedimentation load is different in each location and the flocs are prone to loss． By experiment and hydraulic simulation with Fluent software ，a way of end catchment was proposed ，methods of catchment weir arrangement and load control were determined ，and the changes of flow pattern in different catchment ways were simulated． Plug flow existed in the clear water zone of the long lamellartype settler． The hydraulic flow pattern could be optimized by adjusting the catchment weir load and reducing the front plate spacing ，which achieves optimal sedimentation． Key words： high color and low turbidity source water； Fluent simulation； end catchment； sedimentation efficiency 近年来，我国东北地区城市供水水源逐步向湖库型水体转变，检测数据表明，这类水源水浊度较低，而由于成库区域腐殖质含量高，水中腐殖酸、富［1 ］里酸等天然有机物含量较高，造成水中色度增低浊特性，并存在季节性低水温，给以高，具有高色、浊度为去除重点的地表常规净水工艺带来困难高、沉淀池絮体流失以及易产生消毒副产物等

高超声速飞行器二元进气道试验和计算

高超声速飞行器二元进气道试验和计算焦子涵;邓帆;袁武;王雪英;陈林;董昊【摘要】The performances of a two⁃dimensional inlet with hypersonic cruise vehicles configuration were investigated by wind tunnel experiments and CFD simulations in this article. A hypersonic cruise vehicle integrated aerodynamics and propulsion was de⁃signed. CFD simulations and two wind tunnel tests were carried out in two different wind tunnels to examine the hypersonic perform⁃ances of the inlet. Though analyzing the results of the first wind tunnel experiment, an improved test scheme was carried out. The pressure measuring experiments results show that:The inlet was able to start under free stream mach number from 5.0 to 6.0 atin⁃terval of 1.0 , even considering the yaw angle of 4°. The total pressure recovery coefficient and mass flow ratio of the inlet satisfied the requirements of design through analyzing the monitoring results. The total pressure recovery coefficient of the inlet decreased as the mach number of flow increased, mass flow ratio increased linearly as the angle of attack increased; the total pressure recovery coefficient and the mass flow ratio of experiment agreed well with the CFD results, even the angle of attack is more than 4°. There were differences of the changing trend of total pressure recovery coefficient and mass flow ratio between the two experiment results when the angle of attack is more than 4° because of the differences of the two test scheme, the problem of departure from the regular changing trend was solved after improving the test scheme.%设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器，针对进气道性能，分别在两座风洞开展通流试验研究。

背负式S形进气道设计及数值分析

万方数据６２推进技术２００６年速时，通常按最大Ⅳ，。

等于或小于０．７５来确定进口尺寸。

喉道面积计算公式为”ｏ”老南（１）式中ｑ（＾。

、）为喉遭流量函数，Ａ。

为喉道速度系数，取Ⅳ。

＝０７５时的ｇ（Ａ．．），盯为进气道总压恢复系数。

Ⅳ为修正系数，叮。

为发动机换算流量。

由于该发动机流量并未给出，根据发动机风扇直径估算其数值。

喉道面积确定后，如前所述，取飞机巡航状态为进气道的设计状态，根据经验进口速度比选为Ｋ／Ｋ＝１．２５。

由Ｍ。

＝０６，知肌。

＝Ｏ４８，进口面积公式为‘４１Ａ。

刊，。

搿（２）式中Ａ／＾。

是进气道进口收缩比，唇部收缩比大表明唇部较厚，分离发生的较晚，有利于减小唇部总压损失及畸变。

２．２进口及唇口形状设计唇口内形采用１／４椭圆形状，考虑到飞机低速大迎角及侧风的影响，进气口上部、两侧、下部截面取不同的椭圆方程，如表１所示，不同的椭圆方程实际上就是不同的进口收缩比。

Ｔａｂｌｅｌｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｌｔｐｅｕｉｐ酊姐ｌｅｑｕａ¨ｏ璐ａｔｄｉｎｅｆｅｎｔｌｏ∞ＩＩｏＩＨ唇口外形截面采用ＮＡｃＡ—ｌ系列进气道外形，性能与ＡＢｃ系列进气道中的ｃ组进气道类似，它的优点是更接近于具有均匀压强分布的最佳进气道，并且临界马赫数最高。

取唇口前缘半径”ｏｒｈ／Ｄ。

三Ｏ０３５４～Ｏ．０４４２（Ｄ，为进气道前缘进口当量直径）。

为改善ｓ形进气道的大迎角特陛．采用了斜坷式进口（图１）。

斜切口角度为３００，从下唇口前缘到上唇口前缘为曲线过渡．此曲线是由两个曲面的相贯线构成，其中直纹曲面的生成线是由三点构成的样条曲线。

斜切口进气道在太迎角状态下比正切口进气道具有更好的特性，它可以延缓大迎角情况下下唇口内侧气流的分离。

其缺点是在地面静止状态和低速状态，气流容易从上唇口内侧分离。

采用曲线斜切口可以使上唇口处斜切程度减小，延缓地面状态上屙ｒ丁气流的分离，同时保证下唇口处的斜切角。

Ｆｉｇ．１ＧｅｏｍｅｔｒｙｏｆⅫｆｌｉｐ２．３扩压器设计根据文献［５］提出的三种ｓ形进气道中心线的变化规律，结合大偏距的进气特点，给出了一种新的接近前急后缓变化的中心线形式。

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收稿日期： 2001 - 12 - 25；修订日期： 2002 - 03 - 04
响，但是远离这一区域，相互影响便会减弱，而由一侧斜板起主要的影响作用。对于双后掠 “单内侧压缩” 的进气道，当上侧壁不提供压缩时，整个进口流场完全由单个压缩面控制。由于此类进气道有很强的三维流动效果，三维数值计算是增进对流动认识的必要手段。关于双后掠双压缩进气道，国内外有过相关
Numerical Investigation of Inlet with Swept Compress Ramp
2 ， LEE Chun-hian1 ， LI Tian2 ZHU Yu1，
（1 . Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100083， China； 2 . Shenyang Aircraft Design Research Institute， Shenyang 110035， China） Abstract：A numericaI investigation was conducted about the shock structure at the entrance of the inIets and the effects of entrance fIows on aft duct fIowfieIds for a Caret inIet， and aIso the effect of the fiIIet circIe and shieIding region of obIigue shocks . N-S eguations with the standard !" ! turbuIence modeI and near-waII functions were empIoyed to predict the fIowfieIds . The resuIts showed that asymmetry of obIigue shock doesn’ t affect evidentIy duct fIow due to the existence of strong normaI shock . But the fIow in the intersection of duaI ramp affects evidentIy the fIowfieId of aft duct . Key words： aerospace propuIsion；inIet；numericaI simuIation；shock；swept-ramp；caret
文章编号：1000-8055 （2003） 01-0008-07
后掠压缩斜板进气道进口流场数值研究
朱
2 宇1，，李椿萱1 ，李
天2
（1 . 北京航空航天大学国家计算流体动力学实验室，北京 100083；沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳 2. 110035）
摘要：对一种后掠压缩斜板进气道（ Caret 进气道）的进口激波结构、进口流动对管道后部流场的影响进行了数值分析，对进口倒圆修形的影响、激波覆盖面也进行了讨论。数值模拟采用 N-S 方程和标准 !" ! 模型加壁面函数方法。计算结果表明：超音速情况下，由于进口存在较强的正激波，进口斜激波强度的不均匀性，对管道内部流动看不出有明显的不利影响；但两压缩面交角处的流动对管道后部流场有较大的影响。关键词：航空、航天推进系统；进气道；数值模拟；激波；后掠压缩面；双斜切双压缩面文献标识码：A 中图分类号：V228.7
是近似相等的。 y （" u Ty /H） P 由动量和能量输运的雷诺相似，对于平均温
+
度可以给出类似的对数律。在 kk方 E 模型中，程在整个计算域求解，包括与壁面相邻的单元。在壁面处，给 k 施加边界条件： #k /#I = 0 这里： I 是垂直壁面的局部坐标。在和壁面相邻的单元，动能的产生 Gk 和耗散率E，在 k 方程中它们是源项，通过局部平衡的假设来计算。在这个假设下，动能的产生 Gk 和耗散率E 在和壁面相邻的控制体是相等的。因此，湍动能 k 的产生由下式给出： U Tw Gk $Tw # = Tw l/4 l/2 y # X PCH k P yP
H 式中：为常数（）， von karman = 0.42 E = 9.8l， UP K 为 P 点的平均速度，为点的湍动能，为点 IP P yP
U$ #
l99
! P 到壁面的距离， H 为动粘性系数。对数律在 y 在平衡湍流边界层内， > 30 ~ 60 是有效的， y! 和
生成的进口外形。计算域外边界及内管道型面如图 3。试验模型在压缩斜板上打有附面层抽吸孔，计算没有模拟抽吸孔。计算采用非结构网格，在管道内部加了 6 层附面层网格（图 4），第一层 + 网格 y = 40 ~ 220 之间，满足壁面函数对数律的要求。
197
第 18 卷 2002 年
第1期 2月
Байду номын сангаас
航空动力学报
Journal of Aerospace Power
VoI.18 Feb .
No.1 2003
! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! !
过大尺度的紊流涡和平均应变场之间相互作用引起的从平均过程到脉动过程的能量传递。 YM 代表在可压湍流里波动扩张对整个耗散率的贡献，
［ll］由 Sarkar 提出的建议：
"
"#$
数值方法
方程的离散
YM = PE 2 Ma 2 t 式中 Mat 是湍流马赫数，定义为： Mat = "I / a 2 这里 a （# " 是音速。 Y RT ）方程中的常数： C = 0.09 H ，O
图4 图l 试验模型：进气道进口形状 Fig. l Test modeI
内管道截面网格（图 2 中的 E - E 的放大） Fig. 4 Duct section grid （ enIarging in E - E of Fig. 2）
因此，计算时也把唇缘当成尖前缘处理，但外罩表面真实模拟。图 l 和图 2 为试验模型及计算网格
1
引
言
对单后掠压缩斜板激波特性的研究，能进一步增进对两个相互干扰的双压缩斜板进气道即所谓
［1］流动现象的理解。虽然 Caret 进气 Caret 进气道道在两个压缩面相交处的区域存在较强的相互影
常规二元外压式超音速进气道在进口的上侧或内侧有一前缘非后掠的压缩斜板，用来产生斜激波以降低超音速的速度。这种进气道具有准二维流动效应，因而能够应用经典的二维斜激波理论来评估进口的波系特征。随着飞机隐身性能要求的提高， 90 年代初提出了具有后掠压缩面形式的进气道。了解后掠压缩斜板与非后掠的相比有哪些不同的特点，是其在飞机上应用能否成功的基础。
E 的计算为：
EP =
3/4 3/2 CH kP XyP
在和壁面相邻的控制体内不用 E 方程计算，而用上述公式计算。求解所需要的壁面边界条件这些都由壁面函数包括：平均速度、温度、 k 和E，给出。
图2
计算网格生成的进口形状 Fig. 2 ComputationaI grid
!
网格及边界条件
作者简介：朱宇（1966 - ），男，辽宁沈阳人，北京航空航天大学博士生，主要从事飞机进气道内流空气动力学及 CFD 应用研究 .
l98
［l ~ 6］的研究报道，尤其是文献［l，给出了风洞试 3］
"#!
湍流模型
给出了设计上的验结果及综合的分析。文献［ 5］准则和理论计算方法，用于进气道初步设计。本文采用求解 N-S 方程方法，通过对双后掠双压缩斜板进气道、双后掠单压缩斜板进气道进口流场的计算，较系统地概述了此类进气道的进口流场特征。澄清了有关后掠压缩面的激波覆盖面及进口面后的速度方向问题、进口倒角修形的影响问题。这些因素直接影响进气道进口型面的选择，为今后的设计奠定了基础。
I
计算采用有限体积法求解三维 Navier-Stokes 方程。时间导数项计算采用 Jameson 的多步
［7］。无粘通量项的计算采用二阶精 Runge-kutta 法［8］度通量差分裂方法。在单元体边界面上的数值
= l
通量形式为： l l ^ （ F + FL ）（l） I A IS W 2 R 2 这里S W 是空间差分 WR - WL ，通量 FR = F （ WR ）和 FL = F （ WL ）用界面的左、右解向量 WR 和 WL ^ 来计算。 I A I 的定义为： F = ^ I = M I A I M -l （2） I A 式中：这里 A 是无粘通量 A 为特征值对角矩阵，雅可比当使用 Roe 平均值时，方程（ 2）成 !F /!W ，为 Roe 通量差分裂格式，本文用算术平均的 WR 和 WL 来计算。
［9］提出的微及它的耗散率E 可由 Jones 和 Launder 分方程求解：
!
进气道几何参数设计
进气道的进口平面为平行四边形，最大设计
(
)
［5］马赫数选在 2.0。通过用后掠楔面斜激波理论
及数值模拟方法对 Caret 进气道及单内侧压缩双［5］斜切式进气道的计算分析，确定了压缩斜板后掠角、有效压缩角与进口面后掠角之间的关系。综合考虑进气道溢流阻力、放气阻力及总压恢复，有效压缩角选择内侧斜板在铅垂面上后掠 30 、上侧斜板在水平面上后掠 42 、有效压缩角 9.4 ，，进气道内侧唇缘和机身侧面平行、 ll.5（如图 l）内倾 35 。为了折衷进口捕获面积与喉道面积之间的矛盾，将喉道设计马赫数提高到 0.78，通过减小喉道面积，来降低进口捕获面积过大的问题。捕获面积与喉道面积之比为 l.3。唇缘半经 5 “ S” 弯设计，管道相对长度为 mm。内管道采用大 6.8。