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。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臵，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。
超音速进气道主要经历的四个阶段
（一）三维轴对称进气道
这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位臵是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机
是米格－21，法国第一种使用超音速进气道的飞机是幻影－Ⅲ，英国第一种使用超音速进气道的飞机是“闪电”截击机，以上这些战斗机分别采用了圆形进气道和半圆形进气道，圆形进气道一般安装在机头位臵，半圆形进气道一般用在两侧，美国“黑鸟”也采用这种三维轴对称进气道，但安装在机翼上。1、圆形这种形状的进气道多用于机头进气，苏联早期2倍音速飞机用此进气道较多，如苏－9、苏－17及其系列、米格－21等，中国的歼－7、歼－8/－8Ⅰ，英国“闪电”，美国“黑鸟”等，这种进气道缺点是：第一、限制了飞机安装大型雷达；第二、进气通道过长，浪费了空间，对机内部设备安装带来困难，过长的通道也使得进气效率降低。“黑鸟”发动机的位臵特别，不存在这些情况。2、半圆形该形状进气道只安装于飞机两侧，因此便于飞机电子设备安装，五六十年代电子设备发展很快，飞机上的电子设备越来越多，两侧进气的优点无疑十分突出，西方多采用这种布局，如幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美国F－104，印度HF－24“风神”战斗机，苏联拉－250（未服役）截击机。3、近似半圆形和四分之一圆形不同形状的进气道选择是根据作战飞机总体气动布局和作战要求来设计的，最终目标是使用飞机达到完成战术任务要求的最佳化。进气道为四分之一圆形的有美国F－111，近似半圆形的有法国“阵风”，美国的F－18D以前型号等，这些进气道有的没有中心锥，但在进气道与机身处有一个附面层隔板，它可以防止低能的附面层流进入进气道，这个附面层隔板伸出比较长而且有斜角，本身就是固定压缩斜板，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、如果进气口安臵在头部，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。
（二）二维矩形进气道
为了克服三维轴对称进气道的缺点，六十年代又出现了二维矩形进气道，其进气口形状为矩形或近似矩形。最早采用二维矩形进气道的是美国F－4“鬼怪”战斗机，苏联也于六十年代在米格－23上采用了这种进气道，该进气道表现出了三维轴对称进气道无法比拟的优点，在以后的飞机中大行其道，其发展过程中，又出现了楔形进气道，最早采用这种楔形进气道的是苏联米格－25。所谓的楔形实际上是水平压缩斜板进气道的情况，矩形则是垂直压缩斜板进气道，没有本质不同，外观的斜切不同只在于侧壁切去多少，垂直压缩斜板进气道一般把喉道外侧壁全切掉，但SU-15是个例外，压缩斜板并不是垂直或水平移动，而是一端铰接，可以转动成需要的斜角的。二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板的角度改变，所以调节也就是调节斜板的角度。所谓的楔形的进气道，上唇口水平压缩斜板产生的斜激波要求搭在下唇口上，当上下唇口间有完整的侧壁的时候，就是这样斜切的形状，注意是斜激波。当把这部分侧壁完全切去，使下唇口通过两侧垂直唇口的侧壁连接进气道上壁喉道位臵，而压缩斜板完全在管道外的时候，就成为矩形的进气道，但是早期出现的矩形进气道不是水平压缩斜板，而是放在内侧的垂直压缩斜板，相当于水平压缩斜板转动90度的情况。它们在本质上是一样的，但是由于与进气道-机身的组合体的进气道安装位臵，斜板位臵的不同而在某些条件下表现不同。1、矩形矩形进气道一般有一个压缩斜板并兼起附面层隔板的作用，它不仅可以防止低能附面层流进入进气道，还可产生一道斜激波对进气流进行预压缩，提高进气道的总压恢复，它也可以调节进气，适应飞
机较宽范围的飞行速度变化，代表性的飞机有美国F－4，苏联米格－23，中国歼－8Ⅱ等。
2、楔形这种进气道好似矩形被斜切一刀，形成一个尖锐的楔形，高速飞行时，从楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，空气通过这个斜激波进行预压缩后，超音速来流的一部分动能转弯为压力能，其作用是使空气减速，提高进气效率，这种形式的进气口面积可以根据飞行状态的需要调节，就是通过压缩斜板的转动来调节进气口面积，其功能与矩形进气道的压缩斜板一样，代表性战斗机有苏联的米格－25、米格－29、苏－27，美国的F－14/F－15、欧洲“狂风”、“台风”，中国的新歼等等。二维进气道的优点是利用铰接的压缩斜板移动调节进气的，因此，其速度调节范围大，通过附面层隔板和楔形进气口的转动，可使进气道在机动飞行时的适应范围得到改善，抗进气畸变能力增加，大迎角飞行特性好等。下面两种进气道应该也属于二维超音速进气道，但较为特殊，因此单列较好。（三）CARET进气道
一般而言，超音速进气道就是以上常见的两类，但是近些年来，随着人们对隐身性能的要求和新一代作战飞机的研制，CARET进气道得到了越来越多的重视，并已经在F-18E/F 和F-22两种飞机上得到了应用，（另外X-36验证机也是CARET进气道，但鉴于它的情况较为特殊，为圆弧唇口，在分类中不作重点考虑），因此此处对这种新型进气道也作一介绍。
CARET进气道的设计理念源于50年代末提出的乘波飞行的理论，为了便于解释CARET 进气道的工作原理，先对乘波飞行的理论作一简介。对于一个尖楔体，以高速飞机上常见的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像乘在激波上，乘波飞行由此得名。在此基础上，沿波面进行进气道进口的设计，以利用波后的减速增压均匀流，对于F-18E/F和F-22两种飞机而言，给予其他的一些考虑，如隐身要求，他们的近气道内外壁不能做到与翼面垂直，但就进气道而言，就可看作是由上壁和内壁各产生一道激波，对气流进行压缩。这就是典型的CARET进气道，它具有更高的总压恢复、较低的流动畸变、简单的构造，更重要的，它容易实现进气道的隐身设计，故而在新一代飞机的设计中受到了较高的重视。
（四）DSI进气道
近的来又出现一种新式的进气道，它就是美国F－35使用的DSI进气道，它也是二维进气道，但它却没有附面层隔板，其进气口处只有一个鼓包，这个鼓包须跟前掠式唇口共同作用才能起到现有的进气道的作用，它的作用是：一、起到附面层隔板的作用。前掠唇口改变了进气口附近的压力分布，进气口中央压力高，两侧附近压力低，而与机身连接部位的压力最低。当附面层流流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，当接近进气口时，其流向大幅度偏转，被高压气流挤出进气口；二、对流入空气进行预压缩，起到其它超音速进气道里压缩斜板作用，但它具有更高的总压恢复，能满足所有性能和畸变要求。这种创新设计的鼓包结构简单，没有超机械装臵，工作部件少，更加稳定可靠；它还可以减少迎风面阻力，适合于与机身一体化设计，隐身效果好；由于结构简单，其维护费用也很低。在亚音速巡航飞机时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5M以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究，尤其它对于两侧布局的飞机来说，大迎角和大侧滑角飞行时造成气流不对称，会引起发动机喘振，影响发动机工作效率。
自从喷气飞机诞生以来，其进气道的位臵各异，它的位臵选择是综合飞机的性能要求而定，也跟航空科技发展有密切的关系，进气道按其在飞机上的位臵不同大体上分为正面进气和非正面进气。进气口是进气道系统中最直观的部分，国内外经常把它们混为一谈，我们也
习惯了统称为进气道，只是在详细区分这个系统中的不同部位时才使用不同术语。
①正面进气
进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单，它的缺点也很明显，在机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装。早期的战斗机进气口多数在头部，如苏联的米格－19、米格－21、苏－17，美国的F－100，中国的歼－7、歼－8等，采用发动机短舱式的进气道飞机有苏联的伊尔－
28、雅克－25，美国的RB－57、B－52、B－58、S－3“北欧海盗”反潜飞机等。
②非正面进气
它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等。这些进气口位臵布臵克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，它充分利用了机身工机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件；在战术机动性能上，飞机在大迎角机动时发动机工作状态平稳。两侧进气的有美国的F－102、F－104、F－4、F－15等，苏联的米格－23、米格－25、苏－24，中国的歼－8Ⅱ、强－5等；翼根进气的有美国的F－105、瑞典的萨伯－32，英国的“勇士”、“火神”、“胜利者”轰炸机等；腹部进气的有美国F－16、欧洲的EF－2000、以色列“狮”式战斗机等；翼下进气的有美国的B－1B、苏联的图－160，米格－29、苏－27等；背部进气道的有美国B－2、F－107（未服役）、A－10等。
进气道由亚音速进气道发展到超音速进气道，功能不断增加，进气对整个飞机来说重要性不可或缺，但选择进气道形状并不是根据它的先进性，而是根据实际的需要，如F－16选择亚音速进气道，它作为F－15配对的低档机型，造价上和功能的不同，选择改进的亚音速进气道更好；SR－71作为侦察机，并不需要高机动性，所以三维轴对对称进气道最合适。楔形进气道在某些方面比二维矩形进气道优点要多，但也不是后来的飞机都使用这种进气道，如法国的“阵风”采用的是近似半圆形进气道，对其整个飞机布局来说是最好的选择，同样，欧洲的“台风”采用的是近似矩形，在保证进气质量的情况下，服从于飞机的布局。一般并没有确定的结论说斜切式的对圆/半圆形的有明显优势，通常三维进气道的结构重量比较轻。也有另外一种情况，某些飞机在改型后，其进气道也出现质的变化，F-18E/F采用的是有别于先前型号的双斜切的乘波进气道；法国的“神秘”改进成“超神秘”后，其圆形进气道也改成了扁圆形。进气道未来发展，应该具有较高的效能，最佳的调节与控制，在整个飞行包线上都安全可靠，大迎角和侧滑角的相容性包线大，进气道与发动机匹配性好，抗畸变能力更强，隐身效果也更好，不排除出现新的技术，使得进气道结构更加简单，功能更加全面，满足所有飞行的要求。
超声速进气道主要应用于超音速飞机和巡航导弹领域。
参考文献
樊思齐航空发动机控制ISBN 9787561221617
F.C.比施根斯顾诵芬超声速飞机空气动力学ＩＳＢＮ９７８７３１３０５６２７６
课设：基于进气道设计
基于A VL FIRE发动机进气道设计综述宋宝恒热工111班1101210142 摘要：利用仿真软件FIRE建立某柴油机进气道的三维模型，对进气流动进行CFD模拟计算，再用实验验证仿真模型的准确性，对比试验与计算结果，两者吻合良好。结果表明，CFD设计在柴油机进气道设计开发和性能评价中具有实用价值。 关键词：柴油机；FIRE；CFD ；进气道 0.引言 进气道是柴油机重要零部件之一，它的几何形状对提高柴油机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放指标具有十分重要的影响。传统进气道设计主要采用经验设计和反复试验相结合，气道形状须经多次修正。近年来，随着计算机技术的迅速发展，特别是计算机存储量和计算速度的提高以及CAD技术的逐步完善，计算流体力学CFD已经成为目前解决三维流动问题尤其是设计进气道的重要手段。 本文主要是对利用仿真软件FIRE建立柴油机进气道的三维仿真模型，并进行相关数值模拟计算的一篇综述，仿真计算后的结果经修正和实验验证后，结果表明，CFD技术的应用有益于克服传统设计带来的盲目性和局限性，省时，成本低，具有理论指导意义，为柴油机的性能优化提供了新途径。 1.几何模型建立 利用CAD或者PROE构建所需进气道模型，如王志等人的《基于CAD/CAM/CFD的发动机气道研究》一文中，利用气道CAD造型，完成集气腔造型、气道曲面造型、合并气道型芯设计。 2.计算模型的建立 为了获得新设计气道的涡流比和流通系数，且使计算结果与试验结果具有可比性，应在试验台条件下建立模型。在稳流试验台上，模拟气缸的长度一般取为2.5D。 将三维气道几何模型输入FIRE软件中，建立气道内气体流动的数学模型，计算出气道内的三维流动，分析流动特性，提供给缸内研究。 3.网格的划分 应用FIRE的FAME技术进行网格划分处理，网格类型包括四面体和六面体
专业技术职称等级分类修订稿
专业技术职称等级分类 WEIHUA system office room 【WEIHUA 16H-WEIHUA WEIHUA8Q8-
我国专业技术职称系列级别名称
专业技术职称是指经国务院人事主管部门授权的部门、行业或中央企业、省级专业技术职称评审机构评审的工程系列专业技术职称。具有教学、研究系列职称的人员从事工程设计时，讲师、助理研究员可等同于工程系列的中级职称；副教授、副研究员可等同于工程系列的高级职称；教授、研究员可等同于工程系列的正高级职称。 专业技术职称分类 ?
说明：
群众文化专业职务靠用图书馆、博物馆职务系列。 法医技术人员职务靠用卫生技术职务系列。法医技术人员的职务名称相应定为：主任法医师、副主任法医师、主检法医师、法医师、法医士。 审计专业人员靠用会计人员专业职务系列，各档次专业名称的简称为：高级审计师、审计师、助理审计师、审计员。 计量检定技术人员的技术职务靠用工程技术职务系列。 专利技术人员靠用自然科学研究人员职务系列。专利审查人员技术职务名称为：专利审查研究员、专利审查副研究员、专利审查助理研究员、专审查研究实习员；专利代理人员的技术职务名称为：专利代理研究员、专利代理副研究员、专利代理助理研究员、专利代理研究实习员。 文学创作专业人员靠用艺术人员职务系列，采用编剧（含各类创作）类的名称和档次。文学创作专业人员的职务名称（创作等级）定为：文学创作一级，文学创作二级，文学创作三，文学创作四级。 原《教练员专业技术职务试行条例》（职改字1986年49号）规定教练员的专业技术职务为助理教练、教练、主教练（后更改为高级教练）。根据关于印发《体育教练员职务等级标准》和《关于〈体育教练员职务等级标准〉若干问题的说明》的通知（人职发[1994]17号），现该试行条例现已废止。 艺术系列增加电影放映专业。专业职务名称为：电影放映主任技师、电影放映技师、电影放映技术员。其档次分别与艺术系列二、三、四级舞台技术职务相对应。 建筑类的职称有以下几个： 管理咨询师、建筑师、土木工程师、核安全工程师、建筑施工五大员、监理工程师、矿业权评估师、咨询工程师、化工工程师、电气工程师、房地产策划师、投资建设项目管理师、价格鉴证师、注册土木工程师、室内建筑师、土地登记代理人、设备监理师、环保工程师、注
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。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臵，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。 超音速进气道主要经历的四个阶段 （一）三维轴对称进气道 这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位臵是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机
一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性
第31卷 第5期 空气动力学学报V o l .31,N o .5 2013年10月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A O c t .,2013??????????????????????????????????????????????????? 文章编号:0258-1825(2013)05-0629-06 一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性 郁新华 (西北工业大学无人机研究所,陕西西安 710072 )摘 要:针对飞翼布局无人机,进行背部M 形进气道设计三通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成一种短扩压大偏距进气道的设计,设计中兼顾了进气道的隐身性能三利用C F D 方法和风洞试验,得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性二速度特性二攻角特性和侧滑角特性三从流场结构看出,M 形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣,随着位置向后推移,该低能量流会逐渐分散开来;进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中,由于S 弯旋流作用以及横向扩展效应,使得低能流区域逐渐远离对称面三研究结果表明:该进气道具有良好的气动性能, 总压恢复系数大于0.98,可为此类无人机进气道的设计提供依据三关键词:飞翼无人机;进气道;C F D ;风洞试验;气动特性中图分类号:V 211.7 文献标识码:A *收稿日期:2012-01-11; 修订日期:2012-05-10 作者简介:郁新华(1972-),男,江苏泰兴人,副教授,从事无人机总体气动设计二飞机/发动机匹配等研究.E -m a i l :y u x i n h u a @n w p u .e d u .c n 引用格式:郁新华.一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性[J ].空气动力学学报,2013,31(5):629-634.Y U X H.D e s i g na n d a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A V [J ].A C T A A e r o d y n a m i c aS i n i c a ,2013,31(5):629-634.0 引 言 飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特 性[1-2] ,因而属于一种比较理想的无人机气动布局三国外许多飞行验证机如美国X -47二 臭鼬二哨兵无人机,英国的 涂鸦 雷神 验证机,法国的 神经元 均属于飞翼布局三从有关资料可以看出,该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道,并与飞行器机体外形匹配一体化设计,进气口采用多棱角边唇口外形,形式有狭缝 八 字形二后掠三角形和 M 形,并以 M 形居多三 多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流 动变得特别复杂,而唇口是影响进气道性能的敏感部位,进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流 场畸变[3] 三另外,为了遮掩大部分压气机,降低雷达 R C S 和降低结构重量, 这种进气道内管道常设计成S 弯二管道相对较短[4-5 ];因此,内通道具有短扩压二大偏距的特点,其内型面存在剧烈变化和弯曲,会导致较强的流向和横向的压强梯度,形成复杂的二次流[ 6] ,并很容易在管道内出现较大的气流分离,故此类进气道总压恢复系数较低,畸变指标较大三国内对此类形式的进气道研究较少,因此,很有必要开展这种进气 道的设计研究,为此类飞行器进气道设计提供依据三 1 M 形进气道设计1.1 进气道进口设计 针对类似 神经元 无人机构型开展M 形进气道的设计三考虑到雷达隐身的需要,发动机采取背部进气方式,进气口斜切平面与垂直面成30?的夹角,进气道唇缘与机翼前缘平行,进气口与机身型面光滑融合过渡,选定喉道截面形状为梯形+倒圆(图1)三 喉道面积A t h 需确保通过发动机所有工作状态下的流量,喉道马赫数M a 的大小与发动机进口平面的总压恢复二畸变大小有关系三由于无人飞行器飞行马赫数M a 数不大于0.8,因此考虑喉道M a 数时以地面起飞时M t h =0.45而确定,从而保证空中M t h 数不大于0.6三 A t h = K G m T σ 0.0404p q ( λt h )式中,K 为考虑冷却及引射流量的修正系数,G m 为发动机空气流量,σ为总压恢复系数,P 为来流总压, T 为来流总温,q ( λt h )为气动函数三 为使来流流场均匀, 在进口和喉道之间设计成收敛形;为减少攻角二侧滑角时的压力畸变,根据以往
护士职称的分类及等级评定
护士职称的分类及等级评定 护士/师/主管护师/副主任主管护师/主任主管护师 一、2011年有关护士资格的新政策 2010年护士/护师/主管护师考试已经结束，2011年护士资格考试变为执业护士资格考试. 2011年卫生资格考试时间为5月21、22、28、29日，且采用纸笔作答的方式进行考试， 1、具有护理、助产专业中专和大专学历的人员，参加护士执业资格考试并成绩合格，可取得护理初级（士）专业技术资格证书；护理初级（师）专业技术资格按照有关规定通过参加全国卫生专业技术资格考试取得。 2、具有护理、助产专业本科以上学历的人员，参加护士执业资格考试并成绩合格，可以取得护理初级（士）专业技术资格证书；在达到《卫生技术人员职务试行条例》规定的护师专业技术职务任职资格年限后，可直接聘任护师专业技术职务。 3、护士执业资格考试包括专业实务和实践能力两个科目。一次考试通过两个科目为考试成绩合格。 二、职务与工作年限 A、初级职称（护士）：由于现行政策采取行业准入及注册制度，在取得护士执业资格证书后即为初级职称即护士。 B、初级职称（护师）：（一）取得相应专业中专学历，受聘担任护士职务满5年；（二）取得相应专业专科学历，受聘担任护士职务满2年；（三）取得相应专业本科学历，从事本专业技术工作满1年。
2010年7月1日新颁布的<护士执业资格考试办法>第二条规定: 具有护理、助产专业本科以上学历的人员,参加护士执业资格考试并成绩合格,可以取得护理初级(士)专业技术资格证书;在达到《卫生技术人员职务试行条例》规定的护师专业技术职务任职资格年限后,可直接聘任护师专业技术职务。 可以报考护师资格考试，考试科目为基础知识、相关专业知识、专业知识、专业实践能力四科。 C.中级职称（主管护师） （一）取得相应专业中专学历，受聘担任护师职务满7年； （二）取得相应专业专科学历，从事护师工作满6年； （三）取得相应专业本科学历，从事护师工作满4年； （四）取得相应专业硕士学位，从事护师工作满2年； （五）取得相应专业博士学位，即可以参加考试0年。 可以报名参加中级资格考试，考试科目如上表一及表二。考试成绩进行两年轮动管理。 有关说明： 1、报名人员必须在有关部门批准的医疗卫生机构内从事护理技术专业工作的人员或符合条件。 2、（国人部发[2006]69号）有关规定，凡到社区卫生服务机构工作的护师，可提前一年参加全国卫生技术中级资格的社区护理专业类别的考试。 3、报名条件中学历或学位的规定，是指国家教育和卫生行政部门认可的正规院校毕业学历或学位。工作年限计算的截止日期为考试报名年度的当年年底，报名参加2010年度中级主管护师考试的人员，其学历取得日期和从事本专业工作年限均截止2009年12月31日。
超声波检测技术
超声工业测量技术 在非电量电测技术中，许多非电量可以通过电学方法加以测定，同样，许多非声量也可通过声学方法来加以测定，这就是所谓超声工业测量技术。非电量的电测主要是通过一些元件的电阻、电容或电感等量来进行的。在超声工业测量技术中，非声量的测定也往往是通过某些媒质声学特性(主要是声速、声衰减和声阻抗率等)的测量来进行的。 超声工业测量技术中应用最广的是媒质的声速这一物理量。 第一，媒质的声速与媒质 的许多特性有直接或间接的关系。有些关系非常简单直接，已有精确的理论公式，例如，在测定声速和密度后，就可求出媒质的弹性模量。有些关系比较间接而且复杂，但在特定的条件下，仍可以建立一些半理论或纯经验的关系式，例如，媒质的成分，混合物的比例，溶液的浓度，聚合物的转化率，某些液体产品的比重，某些材料的强度等等，都可与声速建立一定的关系，利用这些关系，就熊通过测量声速来测定这些媒质的非声特性。上述原则是声速分析仪的基本原理。 第二，媒质的声速与媒质所处的状态也有相互关系。例如，媒质的温度、压强和流速等状态参量的变化都会引起相应的声速的变化。如声学温度计、超声波风速仪和超声流量计就是用这一类关系来测量温度或流量的。 第三，其他应用，例如在声速c已经测知的媒质中，可以利用声波传播距离L和传播时间t 的关系L=ct，或利用波长λ和频率f(或周期T)之间的关系c=fλ=λ/T，进行超声测距的应用。如超声液位计和超声测厚计就是这一方面的典型应用技术。 声阻抗率方法也是一种较常用于媒质特性分析的技术。在这种技术中，所测定的声学 量是换能器对媒质的辐射阻抗率。如果换能器在媒质中所激起的是平面纵波行波，则辐射阻抗率就是声阻率ρc。当两种媒质的声速c几乎相同，但密度ρ有很大不同时，往往就可根据ρc的测量来加以区别。在同时测得声速的情况下，也可用这种方法来测量液体的密 度p或弹性模量ρc2等。如果换能器在液体媒质中激起的是切变行波，其声阻抗率将与 成正比，η是液体的粘性，这就是超声粘度计的原理。如果换能器是在流体中作弯曲振动的，则其辐射声抗率将与流体的密度p有关，因而使换能器的共振频率随p而变化，这也是一种可以精确测定液体密度的原理。 遇到需要采用声学方法来测定一个非声量的情况时，在声速、衰减和阻抗这三种技术途径中，应按什么准则来决定取舍呢?第一是看要测的非声量究竟与那一个声学量的关系比较明显。这就是说，相应于同样大小的非声量的变化，如果某一声学量能够有最大的变化，这一声学量就比较值得考虑。第二，应该考虑到声速、衰减和声阻抗率都是随很多因素变化的，除待测的那种非声量外，其他媒质特性或媒质状态的变化往往也会引起声学量的变化，对于须测的非声量来说，这些其他因素引起的变化就是一种干扰。因此，选用某种声学量的途径时，应注意干扰因素要尽可能少，干扰影响要尽可能小，或可采用切实可行的补偿措施来避免这些干扰。第三，挑选技术途径时必须注意满足现场的使用、安装和维护等条件并应达到要求的精度，在这一前提下还应力求稳定耐久和方便可靠，才能有较高的实用价值。上述准则只是一些原则性的意见，还应根据具体情况作具体的考虑。 声发射检测技术 材料或结构受外力或内力作用产生形变或断裂 ,以弹性波的形式释放出应变能的现象称为声发射。各种材料声发射的弹性波的频率范围很宽 ,从次声频、声频到超声频 ,因此 ,
超声速进气道运动激波结构稳定性分析
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 目录 摘要........................................................................................................................... I ABSTRACT ................................................................................................................ II 第1章绪论 .. (1) 1.1课题背景及研究的目的和意义 (1) 1.2国内外研究现状 (4) 1.2.1 激波机理与运动动态研究现状 (4) 1.2.2 磁流体动力学与超声速飞行研究现状 (7) 1.2.3 磁流体激波研究现状 (9) 1.3论文的主要内容和章节安排 (12) 第2章超声速进气道磁流体动力学建模 (14) 2.1引言 (14) 2.2物理模型与假设条件 (14) 2.3磁流体激波动态模型 (16) 2.3.1 容积效应 (16) 2.3.2 扰动波的传递 (18) 2.3.3 磁流体激波运动模型 (19) 2.4模型无量纲化 (29) 2.5本章小结 (31) 第3章超声速进气道不起动与结构稳定性 (32) 3.1引言 (32) 3.2超声速进气道不起动现象 (32) 3.3进气道不起动与运动激波结构稳定性 (36) 3.3.1 结构稳定性与分岔概念 (36) 3.3.2 运动激波结构稳定性分析 (38) 3.4基于平衡点性质的进气道不起动分析 (43) 3.4.1 进气道内无稳定平衡点的进气道不起动 (44) 3.4.2 进气道内有稳定平衡点的进气道不起动 (46) 3.5本章小结 (51) 第4章电磁场作用下的超声速进气道动态仿真 (52) 4.1引言 (52)
专业技术职称等级分类
欢迎阅读我国专业技术职称系列级别名称 序 号系列 级别名称 高级 中级 初级 正高级副高级助理级员级 1 高级教师教授副教授讲师助教 2 自然科学研 究 研究员副研究员助理研究员研究实习员 3 社会科学研 究 研究员副研究员助理研究员研究实习员 4 卫生技术主任医师 主任药师 主任护师 主任技师 副主任医师 副主任药师 副主任护师 副主任技师 主治医师 主管药师 主管护师 主管技师 医师 药师 护师 技师 医士 药士 护士 技士 5 农业技术研究员高级农艺师 高级畜牧师 高级兽医师 农艺师 畜牧师 兽医师 助理农艺师 助理畜牧师 助理兽医师 技术员 6 工程技术高级工程 师 (正高级) 高级工程师工程师助理工程师技术员 7 经济高级经济师经济师助理经济师经济员 8 会计 审计高级会计师 高级审计师 会计师 审计师 助理会计师 助理审计师 会计员 审计员 9 统计高级统计师统计师助理统计师统计员
10 中专教师高级讲师讲师助理讲师教员 11 技校教师 高级讲师 高级实习指导教师 讲师 一级实习指导 教师 助理讲师 二级实习指导 教师 教员 三级实习指导 教师 12 中学教师中学高级教师中学一级教师中学二级教师中学三级教师 13 小学教师小学高级教师小学一级教师 小学二级教师 小学三级教师 14 档案研究馆员副研究馆员馆员助理馆员管理员 15 文物博物 群众文化 研究馆员副研究馆员馆员助理馆员管理员 16 图书资料研究馆员副研究馆员馆员助理馆员管理员 17 翻译译审副译审翻译助理翻译 18 律师一级律师二级律师三级律师四级律师律师助理 19 公证员一级公证 员 二级公证员三级公证员四级公证员公证员助理 20 新闻 高级记者 高级编辑主任记者 主任编辑 记者 编辑 助理记者 助理编辑 21 播音播音指导主任播音员一级播音员二级播音员三级播音员 22 出版编审副编审 编辑 技术编辑 一级校对 助理编辑 技术助理编辑 二级校对 技术设计员 三级校对 23 体育教练国家级教 练 高级教练一级教练二级教练三级教练 24 船舶 高级船长 高级轮机长船长 大副 二副 二管轮 三副 三管轮等
超声波检测技术及应用
超声波检测技术及应用 刘赣 （青岛滨海学院，山东省青岛市经济开发区266000） 摘要：无损检测(nondestructive test)简称NDT。无损检测就是不破坏和不损伤受检物体，对它的性能、质量、有无内部缺陷进行检测的一种技术。本文主要讲的是超声波检测（UT）的工作原理以及在现在工业中的应用和发展。 关键词：超声波检测；纵波；工业应用；无损检测 1.超声波检测介绍 1.1超声波的发展史 声学作为物理学的一个分支, 是研究声波的发生、传播、接收和效应的一门科学。在1940 年以前只有单晶压电材料, 使得超声波未能得到广泛应用。20 世纪70 年代, 人们又研制出了PLZT 透明压电陶瓷, 压电材料的发展大大地促进了超声波领域的发展。声波的全部频率为10- 4Hz～1014Hz, 通常把频率为2×104Hz～2×109Hz 的声波称为超声波。超声波作为声波的一部分, 遵循声波传播的基本定律, 1.2超声波的性质 1）超声波在液体介质中传播时，达到一定程度的声功率就可在液体中的物体界面上产生强烈的冲击（基于“空化现象”）。从而引出了“功率超声应用技术“例如“超声波清洗”、“超声波钻孔”、“超声波去毛刺”（统称“超声波加工”）等。2）超声波具有良好的指向性 3）超声波只能在弹性介质中传播，不能再真空中传播。一般检测中通常把空气介质作为真空处理，所以认为超声波也不能通过空气进行传播。 4）超声波可以在异质界面透射、反射、折射和波型转化。 5）超声波具有可穿透物质和在物质中衰减的特性。 6）利用强功率超声波的振动作用，还可用于例如塑料等材料的“超声波焊接”。 1.2超声波的产生与接收 超声波的产生和接收是利用超声波探头中压电晶体片的压电效应来说实现的。由超声波探伤仪产生的电振荡，以高频电压形式加载于探头中压电晶体片的两面电极上时，由于逆压电效应的结果，压电晶体片会在厚度方向上产生持续的伸缩变形，形成了机械振动。弱压电晶体片与焊件表面有良好的耦合时，机械振动就以超声波形式传播进入被检工件，这就是超声波的产生。反之，当压电晶体片收到超声波作用而发生伸缩变形时，正压电效应的结果会使压电晶体片两面产生不同极性的电荷，形成超声频率的高频电压，以回波电信号的形势经探伤仪显示，这就是超声波的接收。 1.3超声波无损检测的原理 超声波探伤仪的种类繁多，但在实际的探伤过程，脉冲反射式超声波探伤仪应用的最为广泛。一般在均匀的材料中，缺陷的存在将造成材料的不连续，这种
冲压发动机超声速进气道研究进展_侯早
第34卷第10期 2008年10月 火箭推进 JOURNAL OF ROCKET PROPULSION Vol.34,№.5Oct.2008 收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。 作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。 冲压发动机超声速进气道研究进展 侯早，王福民，旷武岳 （西安航天动力研究所，陕西西安710100） 摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典 型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。 关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号： (2008)05-0031-05 Development of supersonic scramjet inlet Hou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue （Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ） Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important. Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation
进气道设计.doc
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－ 0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。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。 进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。 飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。 总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。 流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。 飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。
什么是职称,职称有哪些种类
1、什么是职称？ 职称最初源于职务名称，在理论上职称是指专业技术人员的专业技术水平、能力，以及成就的等级称号，反映专业技术人员的学术和技术水平、工作能力的工作成就。就学术而言，它具有学衔的性质；就专业技术水平而言，它具有岗位的性质。专业技术人员拥有何种专业技术职称，表明他具有何种学术水平或从事何种工作岗位，象征着一定的身份。 2、职称的类型？ 一、农牧业：农艺师、畜牧师、兽医师 二、医药工程：医学、药品、医疗器械、制药机械、药用包装 三、水产工程：加工、监测、营销、管理、开发、生产 四、建筑工程：建筑师、规划师(城乡规划、建筑、建筑结构、给水排水、暖通空调、 电气、概(预)算、环卫工程、堤坝护坡、施工安装、建筑装饰、岩土工程、工程测量、市政道路、桥梁、园林绿化)土木建筑、土建结构、土建监理、土木工程、岩石工程、岩 土、土岩方、风景园林、园艺、园林、园林建筑、园林工程、园林绿化、古建筑园林、工民建、工民建安装、建筑、建筑管理、建筑工程、建筑工程管理、建筑施工、建筑设计、建筑装饰、建筑监理、装修装饰、装饰、测量、工程测量、电力、电子、电子信息、电子系统、电气、电气工程、电气设备、电气自动化、工业自动化、制冷与空调维护、暖通、暖通空调安装、腐蚀与防护、热能动力、机电、机电工程、机电一体化、光电子技术、化工、化工机械、机械、机械制造、机械设计制造、机械机电、汽车维修、设备安装、水利、水利水电、水电、水暖、水电安装、水电工程、给排水、锅炉、窑炉、路桥、路桥施工、道路与桥梁、隧道工程、计算机技术、计算机及应用、市政、市政工程、市政道路工程、建筑预决算、概预算、结构、结构设计、通信、安全、造价、统计师等 五、计算工程：计量工程师、质量工程师 六、交通运输工程：道路与桥梁工程、港口与航道工程、交通工程 七、林业工程：土木加工、林产化工、园林绿化、林业区划、造林绿化、水土保持 八、轻工工程：食品发酵工业、造纸工业、日用化工工业、包装印刷业 九、冶金工程：热处理 十、石油化工工程：勘测（勘查）、深加工、化工 十一、电力工程：热能与动能工程 十二、测绘工程：测绘、矿山、地质 十三、机械工程：机械设备、加工工艺、制冷、自动化控制、仪器仪表、电工电气、设备管理、机械制造、机械机电
2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析
2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析 余天宁，吴 虎 （西北工业大学动力与能源学院,西安710114） 摘要：为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题，应用多目标遗传算法进行2元超声速混压式进气道的优化设计。以流场数值计算结果为基础，分析了该进气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性，并得出该不可调2元超声速混压式进气道在不同来流马赫数下对流量系数渍的特性曲线图，将其特性数据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中，完成了进-发匹配分析，同时给出了进-发匹配规律。结果表明：不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配性能，但具有良好匹配特性的工作范围有限。 关键词：超声速进气道；优化设计；进-发匹配；数值模拟：航空发动机中图分类号：V228.7 文献标识码：A doi ：10.13477/https://www.wendangku.net/doc/1b17780778.html,ki.aeroengine.2016.03.009 Design for Two-Dimensional Supersonic Mixed Compression Inlet and Analysis of Inlet-Engine Matching YU Tian-ning ,WU Hu (School of Power and Energy ,Northwestern Polytechnical University ,Xi'an 710114,China ) Abstract:In order to preferably solve problems of the design and matching of inlet,the multi-target Genetic Algorithm (GA)was used to optimize the design of two-dimensional supersonic mixed compression inlet.Based on the result of numerical simulation,the working status and flow field characteristics of the inlet under different Mach number and back pressure conditions were analyzed.A characteristic curve graph about 渍(discharge coefficient)of the nonadjustable two -dimensional supersonic mixed compression inlet was drawn,and characteristic data of the inlet was imported into a calculating program of a turbojet engine.The inlet-engine matching was analyzed and the law of inlet-engine compatibility was given.The results show that the nonadjustable inlet takes good matching performance at the design point while the working range is limited. Key words:supersonic inlet ;optimization design ;inlet-engine matching ;numerical simulation ;aeroengine 航空发动机 Aeroengine 收稿日期：2015-12-14 作者简介：余天宁（1992），男，在读硕士研究生，研究方向为航空流体机械设计及流场数值模拟；E-mail ：yutianning@https://www.wendangku.net/doc/1b17780778.html, 。引用格式： 第42卷第3期Vol.42No.3Jun.2016 0引言 飞行来流马赫数Ma 0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]， 以获得较满意的综合性能。应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Ma d 下能获得较高的总压恢复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma 0条件下，在进气道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2] 。目前，进气道设计研究主要建立在空气动力 学、计算流体力学和风洞试验的基础上。随着计算流体力学（CFD ）的不断发展，以及计算机性能的逐步增 强，通过流场数值模拟计算得到的结果准确性不断提高，更多地被应用到进气道设计及性能评估中。采用计算流体力学的方法得出超声速进气道的性能数据，建立合理的数学模型，从而可以进一步从理论上研究进-发匹配及其调节规律问题，是分析研究超声速进气道与航空发动机匹配的未来发展方向[3]。 本文应用多目标遗传算法完成了进气道的优化设计工作；并以流场数值计算结果为基础，分析了该进气道在不同条件下的工作状态和流场特性。 1进气道设计模型 本文中的不可调2元超声速混压式进气道采用
专业技术职称等级分类.doc
我国专业技术职称系列级别名称
专业技术职称是指经国务院人事主管部门授权的部门、行业或中央企业、省级专业技术职称评审机构评审的工程系列专业技术职称。具有教学、研究系列职称的人员从事工程设计时，讲师、助理研究员可等同于工程系列的中级职称；副教授、副研究员可等同于工程系列的高级职称；教授、研究员可等同于工程系列的正高级职称。 专业技术职称分类
说明： 群众文化专业职务靠用图书馆、博物馆职务系列。 法医技术人员职务靠用卫生技术职务系列。法医技术人员的职务名称相应定为：主任法医师、副主任法医师、主检法医师、法医师、法医士。 审计专业人员靠用会计人员专业职务系列，各档次专业名称的简称为：高级审计师、审计师、助理审计师、审计员。 计量检定技术人员的技术职务靠用工程技术职务系列。 专利技术人员靠用自然科学研究人员职务系列。专利审查人员技术职务名称为：专利审查研究员、专利审查副研究员、专利审查助理研究员、专审查研究实习员；专利代理人员的技术职务名称为：专利代理研究员、专利代理副研究员、专利代理助理研究员、专利代理研究实习员。 文学创作专业人员靠用艺术人员职务系列，采用编剧（含各类创作）类的名称和档次。文学创作专业人员的职务名称（创作等级）定为：文学创作一级，文学创作二级，文学创作三，文学创作四级。 原《教练员专业技术职务试行条例》（职改字1986年49号）规定教练员的专业技术职务为助理教练、教练、主教练（后更改为高级教练）。根据关于印发《体育教练员职务等级标准》和《关于〈体育教练员职务等级标准〉若干问题的说明》的通知（人职发[1994]17号），现该试行条例现已废止。 艺术系列增加电影放映专业。专业职务名称为：电影放映主任技师、电影放映技师、电影放映技术员。其档次分别与艺术系列二、三、四级舞台技术职务相对应。 建筑类的职称有以下几个： 管理咨询师、建筑师、土木工程师、核安全工程师、建筑施工五大员、监理工程师、矿业权评估师、咨询工程师、化工工程师、电气工程师、房地产策划师、投资建设项目管理师、价格鉴证师、注册土木工程师、
进气道的分类
超音速进气道的分类与应用 【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。 【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波 现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。 超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。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。内压式进气道：为收缩扩散形管道，相当于倒置的拉法尔喷管，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。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。 若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。 若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反