基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估

进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性,本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理;随着马赫数从0.2增加到0.6,周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右,径向总压畸变指数最大不超过0.055,马赫数越大,总压畸变越剧烈,周向总压畸变占据主导;出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85;相比数值计算、总压耙测量,五孔探针测得结果更加全面、合理。

基于体积力模型的大S弯进气道与风扇耦合计算研究

为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。

一种适用于进气道/风扇一体化计算的体积力模型

全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节,但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本,利用有限的设备达到快速高精度计算的目的,采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流域沿周向等距分成若干块,每个块的体积力源项关联于叶片前缘参数。研究结果表明:该体积力模型能够准确地模拟出流场特征与细节。在均匀来流下,各参数的相对误差在0.5%以内。同时,在大S弯进气道高畸变来流条件下,与冻结转子方法计算结果相比,总压比、总温比和等熵效率的相对误差分别为4.49%,0.26%和2.38%。

基于五孔探针的大S弯进气道旋流畸变评估

背负式S弯进气道拥有较好的前向雷达隐身性能,同时有利于起落架布置、武器内埋,但其出口流场的非均匀性会严重影响发动机的稳定性。除了总压畸变、总温畸变的影响之外,旋流畸变也是流场非均匀性的一种重要体现。为研究背负式大S弯进气道的旋流畸变特性,采用美国汽车工程师协会(SAE)的旋流评估方法,利用基于五孔探针的旋转式测量段对进气道出口的强旋流场进行测量分析,入口马赫数的范围为0.2~0.6。所有马赫数下旋流方向(Swirl Directivity,SD)和旋流对数(Swirl Pairs,SP)变化不大,均显示出口旋流为对旋模式,与理论分析和数值计算结果吻合。同时,测量的对旋涡呈现出弱非对称性,最大旋流角超过40°,旋流强度(Swirl Intensity,SI)从内环的6°增加到外环的13°左右,且在马赫数小于0.5的范围内没有明显变化。本文研究表明,虽然SAE的旋流畸变计算方法中部分指标可以有效识别出大S弯进气道的旋流模式,但是旋流强度指标却明显不能表现出对旋涡的强旋状态,制约了其在该类进气道/发动机相容性评估中的应用。

径向稳定器开角对加力燃烧室局部燃烧状态影响的数值模拟研究

通过数值仿真方式对改变来流条件、不同径向稳定器V型开角的航空发动机加力燃烧室加力状态时局部燃烧过程进行研究,分析某型航空发动机进气量增大后引起的加力接不通故障机理。结果表明:进气流量增大,加力燃烧室局部(火焰离子传感器感应区)温度会降低,造成传感器感应电流值偏小,导致加力接不通;改变径向稳定器开角使其减小,可以使局部温度升高至正常水平。