斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制 被引量：11

1

作者 李斌斌 程克明 顾蕴松 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期34-37,共4页

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低... 设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。 展开更多

关键词 斜出口合成射流激励器 s进气道 边界层分离 流场测量 流动控制

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等离子体合成射流改善S弯进气道气动性能的实验研究

2

作者 张富垚 梁华 +1 位作者 刘诗敏 杨鹤森 《推进技术》 北大核心 2025年第1期42-49,共8页

为了对狭缝式S弯进气道中的流动分离进行有效控制,本文基于等离子体合成射流开展了激励特性和相关流动控制实验研究。结果表明:在激励器能量沉积比确定的条件下,等离子体合成射流激励器的放电能量与激励频率无关,然而不同能量沉积比都... 为了对狭缝式S弯进气道中的流动分离进行有效控制,本文基于等离子体合成射流开展了激励特性和相关流动控制实验研究。结果表明:在激励器能量沉积比确定的条件下,等离子体合成射流激励器的放电能量与激励频率无关,然而不同能量沉积比都存在一个最佳激励频率,使得射流速度达到最大。在激励特性诊断的基础上通过风洞实验验证了等离子体合成射流改善狭缝式S弯进气道气动性能的有效性,最佳激励效果为在出口速度为Ma=0.25时使得总压畸变指数降低22.59%。 展开更多

关键词 狭缝式s弯进气道 流动控制 等离子体合成射流 射流特性 二次流

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考虑机身前体影响的S弯进气道大迎角性能试验

3

作者 全景阁 韩珊珊 +2 位作者 冯晓强 郁新华 孙琰 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期52-61,共10页

考虑融合体机身前体的影响,对一种高机动隐身无人机背负式S弯进气道开展了大迎角状态下的气动性能试验研究。综合考虑流量系数、马赫数、迎角和侧滑角的影响,获得了进气道在亚、跨音速范围内的气动特性,重点关注融合体机身前体对S弯进... 考虑融合体机身前体的影响,对一种高机动隐身无人机背负式S弯进气道开展了大迎角状态下的气动性能试验研究。综合考虑流量系数、马赫数、迎角和侧滑角的影响,获得了进气道在亚、跨音速范围内的气动特性,重点关注融合体机身前体对S弯进气道大迎角性能的影响。结果表明:考虑机身前体影响后,机身前体分离涡对进气道产生有利影响,S弯进气道大迎角气动性能得到改善,表现出和常规背负式S弯进气道不同的变化趋势;随着迎角增加,进气道大迎角总压恢复系数不再减小,而是在某一临界迎角后开始增加,畸变指数不再增加,而是在临界迎角后开始降低,进气道大迎角性能不再变差,而是保持较好的性能;侧滑角对进气道性能的不利影响减弱,小侧滑大迎角状态下进气道依然可以保持较高的性能。 展开更多

关键词 融合体前机身 前体分离涡 s弯进气道 大迎角 总压恢复系数 畸变指数

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双S弯进气道锤激波动态特性研究 被引量：2

4

作者 袁培博 李方吉 +2 位作者 郭龙凯 达兴亚 朱耀武 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第8期3451-3458,共8页

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对... 发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明:锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。 展开更多

关键词 锤激波 双s弯进气道 喘振 数值计算

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S形进气道纤维铺放轨迹规划和优化方法 被引量：16

5

作者 邵忠喜 富宏亚 +1 位作者 韩振宇 刘源 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期855-861,共7页

为研究纤维铺放轨迹规划和优化算法,在分析等铺放角法和等距偏置法两种轨迹规划方法的基础上,提出基于纤维带边缘曲线的轨迹规划方法和纤维带丝束数量计算方法。在轨迹铺放角范围满足设计要求的前提下,将等铺放角法和等距偏置法两种轨... 为研究纤维铺放轨迹规划和优化算法,在分析等铺放角法和等距偏置法两种轨迹规划方法的基础上,提出基于纤维带边缘曲线的轨迹规划方法和纤维带丝束数量计算方法。在轨迹铺放角范围满足设计要求的前提下,将等铺放角法和等距偏置法两种轨迹规划方法相结合,提出以曲线在曲面内等距偏置为核心的铺放轨迹优化方法。该算法可以提高铺放设备的工作效率,并对纤维带丝束数量、纤维重叠面积、纤维间隙面积等铺放信息的计算方法进行了分析。最后将以上分析结果应用到S形进气道曲面的铺放轨迹规划中,证明了该铺放轨迹规划和优化方法的可行性。 展开更多

关键词 纤维铺放 轨迹规划 轨迹优化 s形进气道

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半埋入式S弯进气道主动流动控制研究 被引量：9

6

作者 刘雷 陈浮 +1 位作者 宋彦萍 陈焕龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第9期1168-1173,共6页

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指... 为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。 展开更多

关键词 附面层 s弯进气道 主动流动控制 数值研究

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S弯进气道优化设计及分析 被引量：8

7

作者 甘文彪 周洲 +2 位作者 许晓平 王睿 张乐 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1317-1324,共8页

为改进隐身飞行器推进系统的气动性能,针对S弯进气道开展了设计和分析。基于数值模拟方法、代理模型和遗传算法构建了一套自动优化方法。在优化设计过程中,结合参数化建模、网格自动生成和改进(SST)湍流模型求解,应用优化方法对飞行器... 为改进隐身飞行器推进系统的气动性能,针对S弯进气道开展了设计和分析。基于数值模拟方法、代理模型和遗传算法构建了一套自动优化方法。在优化设计过程中,结合参数化建模、网格自动生成和改进(SST)湍流模型求解,应用优化方法对飞行器进行了多目标设计,得到了进气道的优化推荐构型。应用尺度自适应模拟(SAS)方法对优化进气道气动性能进行了全面和细致的分析。研究结果表明:SAS方法可以较好地模拟S弯进气道的流动,优化设计能够极大地改进S弯进气道的气动性能;相比原始设计,优化进气道设计点的总压畸变指数降低了16.3%,总压恢复系数提高了1.1%。 展开更多

关键词 s弯进气道 优化方法 非设计点性能 剪切应力模型 尺度自适应模拟

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背负式S形进气道设计及数值分析 被引量：12

8

作者 李大伟 张云飞 马东立 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期61-65,共5页

针对无人机布局特点,设计了一种短扩压、大偏距、背负式S形进气道。设计中采用变厚度唇口技术,两曲面相贯构造斜切进口技术,并对前人提出的扩压器中心线方程和面积变化规律进行了改进。利用计算流体力学(CFD)方法分析了S形进气道的内流... 针对无人机布局特点,设计了一种短扩压、大偏距、背负式S形进气道。设计中采用变厚度唇口技术,两曲面相贯构造斜切进口技术,并对前人提出的扩压器中心线方程和面积变化规律进行了改进。利用计算流体力学(CFD)方法分析了S形进气道的内流特性及机身对S形进气道性能的影响。此外,作为验证,进行了进气道与发动机的地面试验,数值计算与试验结果都表明,S形进气道具有较好的气动特性,有一定工程应用价值。 展开更多

关键词 s形进气道 二次流 气动特性 数值分析

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一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性 被引量：12

9

作者 李其弢 郭荣伟 付强 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第2期108-113,共6页

针对导弹进气道的结构特点 ,在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压 S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的 S弯进气道的数学描述方... 针对导弹进气道的结构特点 ,在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压 S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的 S弯进气道的数学描述方法 ,可以方便地完成 S弯进气道的几何造型工作 ,实现此类导弹用 S弯进气道的参数化设计 ,生成的造型数据也可以为 CFD和 CAM使用。此外 ,作为验证 ,文中应用此方法设计了一个椭圆进口的 S弯进气道 ,并进行了模型的风洞实验。实验结果表明 ,使用本文方法设计的弹用 S弯进气道可以达到较好的气动性能 。 展开更多

关键词 高亚音速 导弹 s弯进气道 进气道设计 内流特性

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S形进气道流动控制数值模拟研究 被引量：5

10

作者 张丽芬 刘振侠 +1 位作者 郭东明 王小峰 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第2期240-245,共6页

采用CFD技术,结合试飞数据,对某S形进气道进行了加涡流发生器的流动控制数值模拟研究。着重分析了三个不同位置加涡流发生器后,进气道内部二次流的发展;之后比较了不加涡流发生器及不同位置加涡流发生器时进气道出口总压恢复、畸变等情... 采用CFD技术,结合试飞数据,对某S形进气道进行了加涡流发生器的流动控制数值模拟研究。着重分析了三个不同位置加涡流发生器后,进气道内部二次流的发展;之后比较了不加涡流发生器及不同位置加涡流发生器时进气道出口总压恢复、畸变等情况。结果表明涡流发生器明显地影响着进气道内部二次流的发展变化,涡流发生器对进气道出口周向稳态总压畸变有较大程度改善,但是对于提高总压恢复效果不明显。 展开更多

关键词 s形进气道 二次流 流动控制 涡流发生器

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一种S弯进气道的设计与实验研究 被引量：12

11

作者 万大为 郭荣伟 +1 位作者 艾清 潘世勇 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期150-154,共5页

在导弹总体几何尺寸的严格限制下 ,通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制 ,完成了一种大偏距短扩压的亚声速进气道的设计 ,设计中充分考虑了导弹的气动阻力特性。本文还进行了风洞实验研究 ,得到了进气道的性能参数、速度特性、... 在导弹总体几何尺寸的严格限制下 ,通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制 ,完成了一种大偏距短扩压的亚声速进气道的设计 ,设计中充分考虑了导弹的气动阻力特性。本文还进行了风洞实验研究 ,得到了进气道的性能参数、速度特性、攻角特性和侧滑角特性 ,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)。进气道的出口总压图谱表明 ,前急后缓的中心线形状与前急后缓的面积变化规律的组合对出口总压的均匀分布不利。本研究为 S弯进气道的设计和应用积累了经验 ,提供了实验依据。 展开更多

关键词 s弯进气道 设计 实验研究 导弹 流场畸变

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有无边界层吸入对S弯进气道流动特性的影响 被引量：10

12

作者 宁乐 谭慧俊 孙姝 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期266-274,共9页

为了深入认识一种吸入大量来流边界层的S弯进气道,在完成其设计的基础上,采用仿真方法对其流动特性展开了研究,并与无边界层吸入的S弯进气道进行了对比。结果表明:由于吸入大量来流边界层,该进气道进口段流场主要受钝体绕流与平板边界... 为了深入认识一种吸入大量来流边界层的S弯进气道,在完成其设计的基础上,采用仿真方法对其流动特性展开了研究,并与无边界层吸入的S弯进气道进行了对比。结果表明:由于吸入大量来流边界层,该进气道进口段流场主要受钝体绕流与平板边界层相互干扰作用;在内通道第二弯段后半段,二次流逐渐发展成为对涡,并将堆积在下壁面的低能流卷向截面中间,最终在出口截面的中下半部形成了低总压恢复区。另外,边界层的吸入使得进气道总压恢复系数下降约0.04,且随出口马赫数的升高,总压恢复系数先升高后降低,而在无边界层吸入的S弯进气道中总压恢复系数随之单调降低。 展开更多

关键词 边界层吸入式进气道 s弯进气道 流动特性 二次流

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S弯进气道隐身设计中截面积和中心线影响 被引量：4

13

作者 张乐 周洲 许晓平 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2018年第8期2999-3006,共8页

基于飞翼无人机保形进气道尺寸要求,结合超椭圆方程,设计了前急后缓、缓急相当、前缓后急三种典型中心线和截面积规律的S弯进气道;采用多层快速多极子方法对直腔进气道进行了电磁仿真验证,对S弯进气道进行了隐身计算,并结合电流分布进... 基于飞翼无人机保形进气道尺寸要求,结合超椭圆方程,设计了前急后缓、缓急相当、前缓后急三种典型中心线和截面积规律的S弯进气道;采用多层快速多极子方法对直腔进气道进行了电磁仿真验证,对S弯进气道进行了隐身计算,并结合电流分布进行了机理分析。结果表明:进气道终端开放时,不同中心线和截面积的进气道隐身性能差异较小;截面积规律比中心线规律对进气道隐身性能影响更小;采用前急后缓的中心线和缓急相当的截面积规律能同时获得良好的气动和隐身性能。 展开更多

关键词 s弯进气道 中心线 截面积 隐身 电流分布

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一种受总体限制的弹用S弯进气道的设计和实验验证 被引量：11

14

作者 谢旅荣 郭荣伟 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第1期95-101,共7页

在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变... 在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求。风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ>0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(Δσ0<1.0%)和径向稳态总压畸变指数(Δσp<2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(—Tu<2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w<3.0%)。 展开更多

关键词 导弹 s弯进气道设计 风洞实验 总压恢复系数 畸变指数

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带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律 被引量：2

15

作者 贾洪印 周桂宇 +2 位作者 唐静 吴晓军 马明生 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期572-579,共8页

背负式进气口结合大S弯内管道的进气系统设计方案,由于其良好的隐身特性,在各类作战飞机上得到了广泛应用。利用自主开发的大规模并行流场解算器,对某带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律进行了一体化数值模拟研究。首先... 背负式进气口结合大S弯内管道的进气系统设计方案,由于其良好的隐身特性,在各类作战飞机上得到了广泛应用。利用自主开发的大规模并行流场解算器,对某带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律进行了一体化数值模拟研究。首先介绍了采用的数值模拟方法,通过大S弯进气道模型,验证了程序对进气道内分离流动预测的可靠性;在此基础上,对带鼓包背负式大S弯进气道在超声速来流情况下入口激波分布、进气道内部流动情况以及出口流场的气流品质进行了分析,对比分析了不同鼓包高度和唇缘后掠角对进气道性能的影响,结果显示:进气道内独特的S弯设计,会导致流动分离和二次流,造成总压损失;不同外部几何参数对进气道性能影响很大,在一定范围内,适当降低鼓包高度或减小唇缘后掠角,有利于进气道性能改善。 展开更多

关键词 背负式 大s弯进气道 鼓包 总压恢复 二次流 参数影响

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S弯进气道流动控制技术的试验研究 被引量：4

16

作者 张振 刘丹 黄浩 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第2期201-205,307-308,共5页

在低速风洞中采用微型叶片作为涡流发生器对某S弯进气道进行流动控制,通过风洞试验研究了微型叶片的不同参数(包括叶片高度、轴向位置、安装组数)对进气道气动特性的影响。试验测量了来流风速V=60m/s、模型攻角α=8°的条件下有/无... 在低速风洞中采用微型叶片作为涡流发生器对某S弯进气道进行流动控制,通过风洞试验研究了微型叶片的不同参数(包括叶片高度、轴向位置、安装组数)对进气道气动特性的影响。试验测量了来流风速V=60m/s、模型攻角α=8°的条件下有/无微型导流叶片时进气道出口截面的总压和静压分布,并由此计算得到进气道出口截面的总压恢复系数和畸变指数。试验结果表明:微型叶片的不同参数(包括叶片高度、轴向位置、安装组数)对进气道流动有明显影响;通过在进气道第一弯道处安装合适高度和组数的微型叶片涡发生器,可以明显改善进气道出口流动;在现有的试验条件下,叶片高度h/Ri=0.02、轴向位置Xvg/Ri=1、组数Nvg=8是相对较优的流动控制方案,主要表现为:与未安装微型叶片相比,进气道流量系数φ=0.8时出口畸变指数降低了0.051,总压恢复系数提高了0.007。 展开更多

关键词 s弯进气道 流动控制 微型叶片 涡流发生器 风洞试验

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无人机两侧式布局的S弯进气道设计与实验 被引量：6

17

作者 马高建 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期146-150,共5页

根据现役无人机进气道的结构特点,以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象,完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道设计,设计包括中心线、面积变化规律选取以及斜切唇口等;并且对设计模型进行风洞实验研究,得到进气道的速度特性、攻角特性... 根据现役无人机进气道的结构特点,以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象,完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道设计,设计包括中心线、面积变化规律选取以及斜切唇口等;并且对设计模型进行风洞实验研究,得到进气道的速度特性、攻角特性和偏航角特性等。实验结果表明:(1)在大多数实验条件下,进气道具有良好的气动性能,较高的总压恢复(σ>0.986),较低的畸变指数(DC60<0.28);(2)大偏航角状态时,背风侧进气道受机身附面层及机身涡的影响比较大,虽总压恢复系数并不低,但畸变指数DC60较大,在使用中需要采取相应的技术措施。 展开更多

关键词 畸变 实验 两侧式 斜切唇口 s弯进气道

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S型进气道纤维铺放轨迹网格化生成 被引量：6

18

作者 韩振宇 邵忠喜 +1 位作者 富宏亚 刘源 《航空制造技术》 2009年第19期72-78,共7页

将网格化方法应用到飞机S型进气道模型的铺放轨迹规划中,即利用UG网格生成器网格化进气道CAD模型,并生成网格化数据,以该数据为基础建立网格单元和节点之间的拓扑关系,在每个网格单元中计算铺放轨迹和轨迹点的法向量。通过仿真试验证明... 将网格化方法应用到飞机S型进气道模型的铺放轨迹规划中,即利用UG网格生成器网格化进气道CAD模型,并生成网格化数据,以该数据为基础建立网格单元和节点之间的拓扑关系,在每个网格单元中计算铺放轨迹和轨迹点的法向量。通过仿真试验证明该方法具有程序执行速度快、生成的铺放轨迹曲线光滑、无曲线突变情况等特点,具有一定的工程应用价值。提出利用UG的二次开发功能开发适用于该轨迹生成方法的网格化工具。 展开更多

关键词 纤维铺放 轨迹 网格化 s型进气道

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双S形进气道流场数值计算与分析 被引量：2

19

作者 朱彦伟 高扬 刘旭东 《机械设计与制造》 北大核心 2010年第4期234-236,共3页

为了考察飞行攻角对进气道性能的影响,采用k-ε湍流模型对某型飞机的双S形进气道内外流场进行了综合求解,分析了飞行攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变的影响。结果表明:进气道出口的总压分布是由进口的气流条件决定的,攻角小于(-... 为了考察飞行攻角对进气道性能的影响,采用k-ε湍流模型对某型飞机的双S形进气道内外流场进行了综合求解,分析了飞行攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变的影响。结果表明:进气道出口的总压分布是由进口的气流条件决定的,攻角小于(-5)°和大于23°时,总压恢复系数随飞行攻角的变化明显,攻角在(-5～23)°之间变化时总压恢复系数变化量不大,当攻角为10°时总压恢复系数达到最大值0.9844;当飞机在小于(-10)°或大于30°攻角飞行时,进气道出口总压畸变程度较大。 展开更多

关键词 双s形进气道 总压恢复 总压畸变

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S形进气道/JT15D-4涡扇发动机地面实验与数值模拟 被引量：1

20

作者 李大伟 马东立 陈小龙 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期449-452,458,共5页

为进一步研究所设计的S形进气道与涡扇发动机共同工作时对发动机性能和稳定性的影响,制作了S形进气道1∶1玻璃钢模型,安装在小型涡扇发动机JT15D-4上,观察发动机在地面台架条件下的工作状态,并进行了相关数据的测量.利用CFD(Computation... 为进一步研究所设计的S形进气道与涡扇发动机共同工作时对发动机性能和稳定性的影响,制作了S形进气道1∶1玻璃钢模型,安装在小型涡扇发动机JT15D-4上,观察发动机在地面台架条件下的工作状态,并进行了相关数据的测量.利用CFD(ComputationalFluid Dynamics)方法进行同样条件下的进气道数值仿真计算.将计算结果与实验结果相比较,结果表明:两种方法得到的数据相吻合,一方面说明所设计的S形进气道与发动机匹配良好,能够保证发动机的正常运转;另一方面说明,CFD方法可用于进气道的设计验证. 展开更多

关键词 s形进气道 涡扇发动机 地面实验 数值模拟

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