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吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

航空动力学报 2019年第4期34卷 821-828页

作者：姜宝森张亮李俊红施家桐中国航天科技集团有限公司中国航天空气动力技术研究院北京100074

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件... 详细信息

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向"伤疤"状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4～6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。

关键词：激波/激波干扰进气道唇口拼接网格逆距离加权插值热流

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进气道唇口装配型架设计

西飞科技 2003年第4期 13-15页

作者：田小燕西安飞机工业（集团）有限责任公司工装设计所

唇口是进气道部件结构中外形和结构最复杂的部分，针对唇口内外型面均有要求这一特点，分析了唇口装配型架的设计过程，介绍了内、外复合式框架和内、外形卡板在筒形结构产品装配工装中的应用以及模拟量和数字量相结合在工装中的应用。

关键词：进气道唇口装配工装飞机结构型架设计

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进气道唇口漆层脱落原因分析及控制措施

企业导报 2016年第8期 195-195页

作者：钮京芳河北石家庄海山机械厂

飞机经大修喷漆后,进气道唇口出现频繁掉漆现象。本文通过分析进气道唇口掉漆的原因,在改进进气道唇口的提前处理、喷涂工艺方法及喷涂工艺参数控制等方面进行分析研究,制定切实可行的措施,提高进气道唇口的喷漆质量。

关键词：进气道唇口漆层脱落原因分析措施

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抽吸状态下S弯流道唇口分离机理及抑制研究

抽吸状态下S弯流道唇口分离机理及抑制研究

作者：任喆西南科技大学

学位级别：硕士

由于可以灵活控制进出口位置便于安装调试,S弯流道在流体机械工程实践中具有广泛应用,然而其结构复杂性对设计提出了更高的要求。如大流量抽吸状态下,S弯流道唇口极易产生较大分离并在流道内部诱导产生较强的流向涡结构,严重影响流道通... 详细信息

由于可以灵活控制进出口位置便于安装调试,S弯流道在流体机械工程实践中具有广泛应用,然而其结构复杂性对设计提出了更高的要求。如大流量抽吸状态下,S弯流道唇口极易产生较大分离并在流道内部诱导产生较强的流向涡结构,严重影响流道通流能力、出口总压及畸变等性能,产生较大的经济损失甚至安全问题。因此,对S弯流道唇口分离的抑制一直是流体输送管道设计的重点之一。本文以流动更加复杂的飞行器进气系统S弯流道为研究对象对此问题进行深入分析,探索抑制S弯流道唇口分离的改进方向,主要工作包含以下几个方面:首先,分析了S弯流道的参数化设计和优化技术。针对S弯流道唇口内部的流动特征确定S弯流道基本构型,并在此基础上开发其参数化设计技术,为后续进气道唇口优化设计以及设计参数的影响规律分析奠定基础。此外,针对进气道优化问题,分析了Isight平台在进气道优化设计中的应用技术,为后续进气道唇口设计优化奠定基础。其次,通过数值模拟分析S弯流道内部的流动机理。针对地面工况下S弯流道唇口分离的问题,采用进气道唇口参数化设计技术确定进气道唇口型面,通过数值模拟分析典型唇口型面分离的流动机理,确定影响流动分离的关键区域,以缩小后续Isight平台的参数选取范围;同时对进气道唇口型面进行优化,提升进气道的性能。研究结果表明:唇口前缘需要一定的钝化半径以消除唇口前缘产生的分离涡,同时唇口底部角区下游壁面应向内略凸且避免背风侧出现较大扩张产生回流区,基于此给定Isight自动优化的参数选取点和范围,同时优化后的唇口相比较原始模型总压恢复系数提升了1.8%,总压标准差下降了13%。最后,基于Isight平台的进气道唇口优化设计。利用Isight平台确定性能最优的S弯流道的唇口型面,并进一步分析这些设计参数对进气道性能的影响机制。研究结果表明,优化后的进气道唇口总压恢复系数从0.973提升到0.991,出口总压标准差从0.130减小到0.122,同时证明本文建立的进气道唇口全自动多目标优化设计方法可有效抑制进气道唇口在地面工况下的流动分离,从而为后续S弯流道唇口设计提供重要参考。

关键词： S弯流道 Isight 进气道唇口流动分离

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平板与唇口结构发汗冷却传热特性数值研究

平板与唇口结构发汗冷却传热特性数值研究

作者：柯镇大连理工大学

学位级别：硕士

近年来随着航空航天技术的快速发展,高超声速飞行器由于其巨大的军事战略意义,已成为世界各国研究的焦点。然而,高超声速飞行时受到强烈的气动加热,给机体结构的材料性能提出了巨大的挑战。相比传统的冷却方式,发汗冷却具有冷却效果均... 详细信息

近年来随着航空航天技术的快速发展,高超声速飞行器由于其巨大的军事战略意义,已成为世界各国研究的焦点。然而,高超声速飞行时受到强烈的气动加热,给机体结构的材料性能提出了巨大的挑战。相比传统的冷却方式,发汗冷却具有冷却效果均匀、膜覆盖性好、冷却效率高、易于控制的优点,正逐渐引起研究人员的关注,被认为是最有发展前景的冷却技术。本文以飞行器外表面热防护为研究背景,建立发汗冷却数值模型,运用数值模拟的方式对多孔介质发汗冷却传热特性进行数值研究。首先,运用Fluent软件中的多孔介质模型构建了发汗冷却数值模型,采用热平衡模型求解多孔介质内传热问题,对气态介质物性进行拟合,根据前人的实验及数值模拟,对本文构建的数值模型进行了验证工作。其次,以多孔介质平板为对象,研究了其在高温通道内的发汗冷却现象。考虑气体无相变发汗冷却和液体相变发汗冷却两种方式,对多孔介质在不同工况下的发汗冷却情况进行了数值模拟,分析了冷却剂种类和多孔介质材料性质对发汗冷却的影响规律。结果表明液态水的冷却效果要优于气体冷却工质,在气体发汗冷却中,可综合选用比热容较大、相对分子质量较小的气体。多孔介质材料导热系数主要影响了发汗冷却温度场的均匀性,多孔材料导热系数越大,温度场越均匀。多孔介质厚度主要影响冷却剂的注入压力,多孔介质越厚,冷却剂注入压力越大,推动冷却剂流经多孔介质所需的功率越大。最后,以GK-01型进气道为对象,数值模拟了该模型在真实飞行条件下所面临的热力环境,探究了飞行速度、高度对进气道壁面热流的影响机制。并对唇口部位采用主动式热防护措施,以气体为冷却介质进行了真实条件下的发汗冷却全场耦合数值模拟,并采用非均匀空隙率的方式对唇口进行优化设计。结果表明,高超声速飞行时唇口承受热流极不均匀,前缘和唇口下壁面热流高,上壁面热流低。唇口壁面热流密度随马赫数的增加而呈抛物线式上升,随飞行高度的上升而急剧下降,壁面热流密度随壁温的上升而呈线性下降趋势。采用发汗冷却方式能显著降低唇口温度,但由于唇口各处热力环境差异性较大,采用均匀孔隙率时冷却剂流出不均匀,导致各处冷却效果差异性大。采用非均匀孔隙率设计,可以提高冷却效果。

关键词：发汗冷却多孔介质气动热进气道唇口

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飞机发动机唇口防冰系统仿真分析

飞机设计 2016年第6期36卷 58-64页

作者：张书晔徐伟于磊沈阳飞机设计研究所辽宁沈阳110035 中国人民解放军驻沈阳飞机工业(集团)有限公司军事代表室辽宁沈阳110850

飞机发动机唇口防冰对飞行安全具有十分重要的意义,对于热气防冰系统,防冰腔的解耦形式对防冰的效果影响很大。本文以某无人机发动机进气道防冰系统为模型,针对双蒙皮防冰腔结构进行了仿真分析,在不同的飞行状态、环境和引气条件下,对... 详细信息

飞机发动机唇口防冰对飞行安全具有十分重要的意义,对于热气防冰系统,防冰腔的解耦形式对防冰的效果影响很大。本文以某无人机发动机进气道防冰系统为模型,针对双蒙皮防冰腔结构进行了仿真分析,在不同的飞行状态、环境和引气条件下,对防冰表面温度、水膜厚度、溢流水状态进行计算,为防冰系统的设计提供依据。

关键词：热气防冰进气道唇口流场结冰厚度

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飞机机翼上下之分的奥秘

大飞机 2016年第6期 98-99页

作者：王维翰

飞机的机翼安装有上下之分,上单翼飞机是指机翼安装在机身上部的飞机,下单翼飞机则是指机翼安装在机身下部的飞机。国内外几乎所有的大型运输机、轰炸机都是上单翼飞机,我国自行研制的运20大型运输机也是采用上单翼。绝大部分大型民用... 详细信息

飞机的机翼安装有上下之分,上单翼飞机是指机翼安装在机身上部的飞机,下单翼飞机则是指机翼安装在机身下部的飞机。国内外几乎所有的大型运输机、轰炸机都是上单翼飞机,我国自行研制的运20大型运输机也是采用上单翼。绝大部分大型民用客机都是下单翼飞机,如波音737、777、787,空客A320、A330、A380等。

关键词：上单翼下单翼大型运输机起落架舱民用客机野战机场离地高度进气道唇口大型客机下反角

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封面图片说明

力学与实践 2014年第3期36卷 382-382页

作者：马汉东中国航天空气动力技术研究院

X-43A是美国以氢为燃料的超燃发动机高超声速技术试飞平台,在2004年3月和9月的两次飞行试验中,成功获得了马赫数7和马赫数10的飞行速度.在马赫数7时,发动机产生的推力大于阻力,X-43A以加速度飞行;在马赫数10时,推力与阻力保持平衡,X-43... 详细信息

X-43A是美国以氢为燃料的超燃发动机高超声速技术试飞平台,在2004年3月和9月的两次飞行试验中,成功获得了马赫数7和马赫数10的飞行速度.在马赫数7时,发动机产生的推力大于阻力,X-43A以加速度飞行;在马赫数10时,推力与阻力保持平衡,X-43A实现了巡航飞行.X-43A项目有力地证明了高超声速飞行的推进原理,促进了高超声速技术的发展.

关键词：高超声速图片说明巡航飞行飞行试验空气动力飞行速度升阻比通气模型进气道唇口流动变化

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我先进战机歼-11B媲美俄最新战机

共产党员（下半月） 2007年第11期 29-29页

据西方媒体报道,完全采用国产先进航空科技打造的歼-11B多用途重型战机已经研制成功。这是继歼10之后中国军用航空技术的重大突破。

关键词：军用航空航空科技太行发动机进气道唇口树脂基复合材料吸波涂料飞控系统环境控制系统机载设