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复合材料部件电加热防冰性能试验 被引量：18
1
作者 马辉 张大林 +1 位作者 孟繁鑫 陈维建 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1846-1853,共8页
在基于涡轮组和制冷机组联合制冷及气/液两流体喷嘴产生雾化水滴的小型直流式冰风洞中,进行了复合材料部件电加热防冰系统的性能试验。通过改变来流风速、模拟的结冰气象条件、电加热功率及加热方式,得到了不同防冰方式下试验件内的温... 在基于涡轮组和制冷机组联合制冷及气/液两流体喷嘴产生雾化水滴的小型直流式冰风洞中,进行了复合材料部件电加热防冰系统的性能试验。通过改变来流风速、模拟的结冰气象条件、电加热功率及加热方式,得到了不同防冰方式下试验件内的温度分布。结果表明:在本文研究范围内,相同防冰方式下电防冰加热功率随来流风速单调增加;空气温度和液态水含量对电加热功率的影响相互耦合;电加热功率与防护区内的温度及温度梯度成正比;相同防冰负荷下,采用分(多)区加热可以使防护区内的温度及温度梯度分布更合理。 展开更多
关键词 航空发动机 冰风洞试验 电加热 防冰 复合材料
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高超声速组合发动机预冷器抗结霜涂层技术研究 被引量：8
2
作者 张友法 张文文 +3 位作者 郑日恒 李志永 张志刚 王勤智 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期463-470,共8页
为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长... 为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长达7min,结霜量减少了一半。与单独加风速和单独加入甲醇的外加环境相比,外加流动剪切和甲醇的组合最能够抑制表面结霜,超疏水表面可在10min内不发生水珠的冻结。在-150℃,超疏水表面霜晶的形核率低,仍具有一定抑制结霜的效果。 展开更多
关键词 组合发动机 空气预冷器 抗结霜 不凝性气体 超疏水
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飞机发动机进气道防冰系统的设计计算 被引量：15
3
作者 常士楠 艾素霄 +1 位作者 毕文明 袁修干 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期649-652,共4页
针对某型具有分流隔板的发动机进气道进行热气防冰腔和管路系统的设计,在进气道的水滴撞击特性计算的基础上,对防冰系统进行热力计算,包括防冰表面的温度分布和系统压降及系统管路的流量分配,由此验证防冰系统正常工作时能否满足对表面... 针对某型具有分流隔板的发动机进气道进行热气防冰腔和管路系统的设计,在进气道的水滴撞击特性计算的基础上,对防冰系统进行热力计算,包括防冰表面的温度分布和系统压降及系统管路的流量分配,由此验证防冰系统正常工作时能否满足对表面温度的要求.此外,还分析了供气温度、供气压力、供气流量以及限流环孔径对防冰表面温度分布的影响.分析发现表面温度随供气温度、供气流量的增加而升高,限流环孔径的变化对前缘表面温度几乎没有影响,分流隔板的表面温度随孔径的增大而升高. 展开更多
关键词 防冰 飞机发动机 热力分析
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大型结冰风洞气流场适航符合性验证 被引量：12
4
作者 郭向东 柳庆林 +2 位作者 赖庆仁 杨升科 赵照 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第2期184-195,共12页
大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件。为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流... 大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件。为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流速度和喷嘴干空气射流对流场特征参数(气流速度、气流偏角和气流湍流度)的影响,最后评估了试验段内气流场品质,获得了结冰风洞气流场控制包线。结果表明:喷雾耙结构会影响试验段内气流速度和气流偏角空间分布形态,进而导致了非均匀峰值区的形成;增大试验段气流速度会改善气流场品质,但喷嘴干空气射流会显著恶化试验段气流速度低于60 m/s的气流场品质;3 m×2 m结冰风洞主试验段气流场品质在主要试验速度范围内均满足适航审定要求。 展开更多
关键词 飞机结冰 结冰风洞 主试验段 气流场 适航符合性验证
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飞机发动机结冰研究进展 被引量：11
5
作者 邢玉明 刘海丽 徐柳青 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2011年第6期8-12,共5页
针对飞机发动机防/除冰技术的进展,分析了美国AEDC和意大利CIRA冰风洞的发动机结冰试验概况,综述了我国冰风洞建设及结冰试验的现状;对冰风洞试验的重要参数液态水含量(LWC)和液滴粒径(MVD)的测量研究进行了探讨;从流场计算、水滴撞击... 针对飞机发动机防/除冰技术的进展,分析了美国AEDC和意大利CIRA冰风洞的发动机结冰试验概况,综述了我国冰风洞建设及结冰试验的现状;对冰风洞试验的重要参数液态水含量(LWC)和液滴粒径(MVD)的测量研究进行了探讨;从流场计算、水滴撞击特性计算、模型表面能量平衡计算、冰形计算4个方面总结了结冰模拟方法的进展,并比较了不同方法的优缺点。最后针对当前的研究现状,提出了发动机结冰研究进一步的发展趋势。 展开更多
关键词 发动机 冰风洞 测量技术 数值计算
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低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究 被引量：6
6
作者 钟易成 余少志 陈晓 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期23-27,共5页
在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,... 在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明 :在低速来流状态 (Ma≈ 0 .1 )下 ,随着攻角的增加 (α从 0°增加到 4 5°) ,进气道总压恢复系数下降较小 ,总压畸变指数几乎不变 ,这有利于飞机的大攻角机动飞行。 展开更多
关键词 战斗机 进气道设计 气动特性 尖脊进气道 侧滑角 大攻角机动飞行 低速来流
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某型飞机发动机短舱防冰系统设计计算 被引量：17
7
作者 朱永峰 方玉峰 封文春 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期1326-1331,共6页
介绍了某型飞机发动机短舱防冰系统的结构形式和防冰原理,按照可利用热量应大于所需热量的原则,通过计算完全蒸发和湿状态下的热载荷,确定了发动机短舱防冰严酷状态及所需热流量.基于机翼水收集系数和数据相似原则,利用欧拉法两相流计... 介绍了某型飞机发动机短舱防冰系统的结构形式和防冰原理,按照可利用热量应大于所需热量的原则,通过计算完全蒸发和湿状态下的热载荷,确定了发动机短舱防冰严酷状态及所需热流量.基于机翼水收集系数和数据相似原则,利用欧拉法两相流计算方法,确定了短舱防冰系统水收集系数.按照在湿状态下允许有一定结冰量存在的设计原则,根据发动机的吞冰能力,利用VSAERO/ICE工具对发动机短舱防冰系统进行了计算,计算结果表明,在严酷状态下,防冰系统能够满足允许结冰厚度要求. 展开更多
关键词 防冰系统 发动机短舱 水收集系数 吞冰能力 笛形管
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航空发动机帽罩热气膜防冰的加热特性 被引量：6
8
作者 柯鹏 杨慧赟 +1 位作者 王俊凯 杨春信 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期530-539,共10页
针对复合材料帽罩采用的一种热气膜防冰系统,采用计算流体力学方法研究了其内部冲击换热和外部气膜加热效果。发展了二维轴对称计算方法并与全三维计算结果进行了对比,搭建了热气吹风实验台,利用红外测温仪和热电偶测量帽罩温度,验证了... 针对复合材料帽罩采用的一种热气膜防冰系统,采用计算流体力学方法研究了其内部冲击换热和外部气膜加热效果。发展了二维轴对称计算方法并与全三维计算结果进行了对比,搭建了热气吹风实验台,利用红外测温仪和热电偶测量帽罩温度,验证了数值计算方法。全面研究了不同射流雷诺数、相对冲击距和气膜缝结构参数对热气加热特性的影响,结果表明:增大射流雷诺数有利于提高内部冲击换热效果和外部气膜加热效果;最佳相对冲击距随射流雷诺数的增大而增大,射流雷诺数为10 000~40 000范围内最佳相对冲击距在5~8内取得;气膜射流能大幅提高缝后外壁面温度,加热效率与气膜缝宽和位置有关,前缘开设的气膜缝还会提升前缘冲击换热效果。 展开更多
关键词 防冰 帽罩 计算流体力学 测温实验 冲击换热 气膜加热
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S弯进气道旋流缩涡实验研究 被引量：4
9
作者 翁培奋 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第3期310-312,共3页
本文提出的旋流缩涡法采用了一种结构简单的缩涡器，是一个金属薄片弯成的框架。这个缩涡器框架被安置在进气道喉道前，通过４个薄片固定在模型上。实验研究表明：该法可缩小由Ｓ弯进气道进口分离所造成的单涡旋流作用范围，并提高出口... 本文提出的旋流缩涡法采用了一种结构简单的缩涡器，是一个金属薄片弯成的框架。这个缩涡器框架被安置在进气道喉道前，通过４个薄片固定在模型上。实验研究表明：该法可缩小由Ｓ弯进气道进口分离所造成的单涡旋流作用范围，并提高出口截面平均总压系数。 展开更多
关键词 进气道 气场 畸变 飞机
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带有腔室旁通道的进气道气动性能试验研究 被引量：3
10
作者 陈晓 李潞龙 马若龙 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第3期267-270,共4页
分析了支线民航机一种新型亚音速带有腔室旁通道的进气道的几何形状设计和气动试验结果。针对某型发展型飞机设计并制造了缩尺比例为１∶２的该型式进气道模型，进行了流态观察，气动性能试验和投掷外来物试验。结果表明，这种带有腔室... 分析了支线民航机一种新型亚音速带有腔室旁通道的进气道的几何形状设计和气动试验结果。针对某型发展型飞机设计并制造了缩尺比例为１∶２的该型式进气道模型，进行了流态观察，气动性能试验和投掷外来物试验。结果表明，这种带有腔室旁通道的进气道虽然总压恢复系数比某型发展型的带有管状旁通道的进气道稍低，但具有许多优点，尤其是具有很强的排除外来物的能力，对适航性有严格要求的民航飞机来说，这种进气道将有很好的应用前景。 展开更多
关键词 进气道 气动特性 旁通道 飞机
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一种紧凑无人机进气道设计和流动控制研究 被引量：2
11
作者 赵霞 朱宇 《飞机设计》 2012年第6期1-5,14,共6页
在满足对发动机风扇全遮挡的前提下,提出一种双"S"弯紧凑进气道的设计方案,通过CFD计算和风洞试验验证,进气道出口流场基本满足发动机要求。另外,对采用涡流发生器方法控制流动分离的备选方案进行了试验研究,证实该方法能够... 在满足对发动机风扇全遮挡的前提下,提出一种双"S"弯紧凑进气道的设计方案,通过CFD计算和风洞试验验证,进气道出口流场基本满足发动机要求。另外,对采用涡流发生器方法控制流动分离的备选方案进行了试验研究,证实该方法能够降低发动机进口流场的稳态周向畸变。 展开更多
关键词 进气道 风洞试验 流场畸变 涡流发生器
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可调唇口改善大攻角下S弯进气道内部压力场的实验研究
12
作者 翁培奋 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第4期406-411,共6页
实验研究了可调唇口对大攻角下Ｓ弯进气道内气流压力场的作用。在攻角从０°到８０°、唇口角从０°到５０°的实验条件下，分别测量了Ｓ弯进气道的４个壁面沿程静压以及管道出口截面静压。结果表明：如果没有可调唇口... 实验研究了可调唇口对大攻角下Ｓ弯进气道内气流压力场的作用。在攻角从０°到８０°、唇口角从０°到５０°的实验条件下，分别测量了Ｓ弯进气道的４个壁面沿程静压以及管道出口截面静压。结果表明：如果没有可调唇口技术，随着攻角增大，Ｓ弯进气道内的压力会大大减小。可调唇口大大地提高了进气道压力。 展开更多
关键词 进气道 流场畸变场 流控技术 航空发动机
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混合相态冰晶积冰的数值研究 被引量：11
13
作者 郭琪磊 牛俊杰 +2 位作者 安博 桑为民 周峰 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第2期168-175,共8页
在发动机内流的高温作用下,所吸入冰晶会部分融化为液态水,冰水混合相态条件下发动机内部表面会形成积冰,冰晶积冰会导致发动机喘振、熄火,甚至会由于冰脱落而造成内部结构损伤。为了对混合相态条件下冰晶积冰问题进行深入研究,以NACA0... 在发动机内流的高温作用下,所吸入冰晶会部分融化为液态水,冰水混合相态条件下发动机内部表面会形成积冰,冰晶积冰会导致发动机喘振、熄火,甚至会由于冰脱落而造成内部结构损伤。为了对混合相态条件下冰晶积冰问题进行深入研究,以NACA0012翼型为对象,通过数值计算分析研究了环境温度、马赫数等参数对积冰形态、收集系数以及积冰生长率的影响,并分析了融化率对积冰过程的作用机制。结果表明:混合相结冰条件下若达到最大结冰厚度,需满足有足够的冰晶和液态水含量条件;环境温度直接影响了湿球温度变化,而随环境温度升高,液膜的厚度和润湿范围也随之增大。此外降低环境温度或增大马赫数,翼型前缘驻点处结冰量和积冰速率均有明显增加。 展开更多
关键词 冰晶积冰 混合相 多相流 数值仿真
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新型畸变流场模拟装置 被引量：2
14
作者 彭成一 马家驹 尹军飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第6期18-22,共5页
阐明了发动机进口畸变流场模拟方面技术革新的重要性与迫切性，提出一种新型畸变流场模拟装置，给出了它的设计思想、原理结构、工作特点、试验结果。
关键词 进气道 流场畸变 流场模拟 模拟器
全文增补中
飞机进气道的高频电磁散射特性及RCS计算 被引量：15
15
作者 郭文彦 朱颜镇 李海涛 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期123-126,129,共5页
介绍了计算空腔结构内部的高频电磁散射的射线跟踪法（ＳＢＲ法）．射线跟踪依几何光学原理，在出射口面处用物理光学法对出射场积分计算远区散射场，分别计算了矩形截面的直进气道和Ｓ形弯进气道的ＲＣＳ值。
关键词 雷达散射截面 SBR 飞机 进气道 电磁散射
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基于混合优化算法的无叶片粒子分离器优化设计 被引量：4
16
作者 于广元 雷雨冰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1858-1864,共7页
将混合优化算法引入粒子分离器优化设计,减小粒子分离器流动损失并简化结构.利用四次样条曲线参数化描述粒子分离器模型,建立粒子分离器自动化仿真流程.采用优化拉丁方实验设计方法获取样本点并建立椭球径向基函数神经网络代理模型,基... 将混合优化算法引入粒子分离器优化设计,减小粒子分离器流动损失并简化结构.利用四次样条曲线参数化描述粒子分离器模型,建立粒子分离器自动化仿真流程.采用优化拉丁方实验设计方法获取样本点并建立椭球径向基函数神经网络代理模型,基于该模型使用非支配排序遗传算法进行全局多目标优化,最后采用序列二次规划算法进行局部优化,得到了粗砂分离效率达到100%、细砂分离效率达到86.7%,总压损失小于0.6%、出口总压畸变较小的设计方案. 展开更多
关键词 粒子分离器 气固两相流 多目标优化 代理模型 混合优化算法
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埋入式进气道的技术现状 被引量：7
17
作者 李学来 《福州大学学报（自然科学版）》 CAS CSCD 2001年第6期61-66,共6页
介绍了埋入式进气道的设计方法、气动性能及流场控制等的研究现状 。
关键词 埋入式进气道 总压恢复 流场畸变 隐身技术 气动性能 流场控制 飞行器
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二维超声速混压式进气道的数值模拟 被引量：2
18
作者 韩文德 吴颂平 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2008年第S1期38-41,共4页
本文采用TVD格式求解二维可压非定常Euler方程组,对二维超声速混压式进气道进行了数值计算,首先模拟了后部压力对进气道的影响过程,当进气道的后部压力与入口压力的比值逐渐增加时,进气道内的正激波逐渐往前移动,当比值达到一个临界值,... 本文采用TVD格式求解二维可压非定常Euler方程组,对二维超声速混压式进气道进行了数值计算,首先模拟了后部压力对进气道的影响过程,当进气道的后部压力与入口压力的比值逐渐增加时,进气道内的正激波逐渐往前移动,当比值达到一个临界值,进气道将不起动。其次,通过对R52.1和R54.5两种进气道模型进行计算,对它们的总压恢复进行了对比。通过计算得到了喉道处曲线弧的曲率越大,进气道的总压损失越大,进气道也越难起动。 展开更多
关键词 进气道 总压恢复 数值模拟
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射线追踪法与等效传输线法在多涂层进气道电磁散射分析中的应用研究 被引量：1
19
作者 阮颖铮 赵为粮 +1 位作者 徐向明 刘万明 《重庆邮电学院学报（自然科学版）》 1999年第2期1-4,30,共5页
以进气道电磁散射的复射线分析为基础，研究了任意涂层进气道散射的２种常用方法，即射线追踪法和等效传输线法，结果表明，等效传输线法具有更好的实际工程应用价值。
关键词 进气道 涂层吸波材料 电磁散射 雷达截面 飞行器
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机轮溅水特性及对进气道吸水的影响 被引量：7
20
作者 杨成凤 郭兆电 邓文剑 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期51-60,共10页
当飞机在积水跑道上起飞着陆滑跑时,由于起落架机轮溅水引起的进气道吸水问题是非常复杂的。提出了分析机轮溅水轨迹形态及对进气道影响的两种方法:类比法和数值模拟法。以机轮溅水的典型初始参数为输入,运用上述两种方法,对某国产运输... 当飞机在积水跑道上起飞着陆滑跑时,由于起落架机轮溅水引起的进气道吸水问题是非常复杂的。提出了分析机轮溅水轨迹形态及对进气道影响的两种方法:类比法和数值模拟法。以机轮溅水的典型初始参数为输入,运用上述两种方法,对某国产运输机A的进气道吸水特性进行分析,为其适航符合性提供依据。分析结果表明:该飞机在研究范围内的各个典型溅水初始参数条件下,进气道均处于起落架机轮的溅水覆盖区域以外,符合适航条例相关要求;数值模拟结果给出了典型参数下机轮溅水被内侧短舱进气道吸入的临界条件:侧向溅水初始速度达到69m/s以上,同时垂向溅水初始速度至少达到40m/s以上。 展开更多
关键词 进气道 气液两相流 机轮溅水 吸水 适航符合性 数值模拟 离散相模型(DPM)
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