AVL-FIRE进气道的总述
进气道CFD计算的分析思路和评价方法
第一章前言
进气道的设计对发动机的影响是非常重要的，在进气道的设计中，人们总结出两个定量描述进气道特性的参数，一个是流量系数，一个是涡流/滚流比。其中流量系数直接决定着气缸的充气量，而涡流/滚流比对缸内混合气的形成，发展，燃烧扩散的速度和稳定性。但是提高流量系数时涡流/滚流比会降低，反之亦然，所以常常需要在这两者之间取得一个折衷。在FIRE里，我们可以在算出三维流场的基础上通过公式很方便地计算出这两个量。
柴油机和汽油机的进气道的设计有很大的差别，柴油机采用的是螺旋进气道，通过在缸内形成强烈的涡流促进燃油和空气充分混合，实现快速稳定的燃烧；而汽油机主要是通过在缸内形成滚流来组织快速燃烧或混合气分层稀燃，所以采用的是直气道和切向气道。
对于柴油机的螺旋进气道来说，我们主要关心的是气道流量系数和涡流比的计算，改进设计的目标是提高流量系数，会牺牲部分涡流强度，或优化的目标是达到一个目标涡流比的情况下取得最大的流量系数。气道的CFD分析建立的计算域几何模型与气道稳流试验台的布置应是一致的。计算流量系数和涡流比的方法也应该是一样的，这样才可以直接对比。图1所示的是一个典型柴油机双进气道的计算模型，气道前端的空腔模拟的是气道试验台的稳压箱，气缸长度一般取2.5倍的缸径，与实验台的设置基本相同。这样加长气缸有两个考虑：一是基本可以保证出口没有回流，这对数值计算的收敛很重要（因为出口设静压边界条件要求不能有回流）；二是测涡流强度的叶轮（A VL测试方法）是布置在距缸盖1.75倍缸径的位置，该位置不能过于靠近出口，以免受到出口流动情况的影响。
流量系数的定义为实际流量与理论流量的比值，在FIRE 里可在求解器界面的Write 2D result file里选择相应的公式来计算，这里实际流量是取的出口处的流量，这就是为什么要选择outlet这个selection。理论流量的计算主要是依据进出口压差和气门座内直径，计算公式可以在下文中查到。这样计算出的流量系数与标准的气道试验台的处理结果是可以直接对比的，或者说常见的气道实验台测流量系数的方法是相同的，但测涡流的方法就不尽相同了。比如说A VL的试验台是在距缸盖1.75倍缸径的位置用叶轮来测涡流转速，而Ricardo的则是通过测扭矩来推算涡流转速。不管是哪种测涡流的方法，FIRE里都有相应公式对计算出的三维流场信息进行处理，与之相对比。FIRE提供的一个气道的算例就是按照A VL试验台测涡流的方式，在计算模型里对应的位置根据叶轮的内径和外径定义一个Cell Section，然后选择程序自带的计算涡流比的公式来算出与实验对应的涡流比的。有关公式在很多文献上都可以查到，这里就不敷述。
图1 柴油机进气道-计算域
对于汽油机来说，进气道采用的是直气道或切向气道，图2所示的是一个典型汽油机进气道的计算模型。在汽油机进气道的计算中，人们主要关心的参数就是流量系数和滚流强度。涡流旋转的中心轴为气缸中心轴，而这里提到的滚流的旋转轴取决于切向气道的方向，在稳态研究时一般是在距缸盖0.5倍缸径的面上垂直于气缸轴线和气道切面的线即为滚流的旋转轴线如图3，图4所示。滚流强度主要是依据在这个平面上速度的切向分量（与气缸中心轴平行的速度分量）计算出的。在FIRE计算时，可以通过在体网格的z=-0.5D（计算模型的原点在缸头面，并且气缸中心线为z轴）这个位置生成一个Face Selection，然后选用2D Results里的Tumble_ratio_face这个公式即可算出。由于滚流的特性，在实际发动机运行时其中心轴的位置还与活塞的运动有很大关系，这一点也是与涡流不同的，所以有些人认为在稳态条件下研究滚流意义不大。那么在发动机瞬态循环计算中FIRE也可以通过激活User function里的“User input/output”，并采用一个名为”user_control”的文件就可以计算出每一个曲柄转角下缸内的滚流（中心轴定义在活塞距上至点一半的面上）。瞬态涡流也是这样计算的。
图2 汽油机进气道-计算域
图3气道滚流测试方法示意图图4气道滚流的计算方法示意
将FIRE的计算结果和实验值进行对比要注意几个问题：一是气道模型要完全一致或尽可能一致，实际上常常存在实验台上的气道与三维CAD模型有偏差，特别是稳压箱与气道进口处连接过渡的圆角处理得不同，这对计算结果也会有一定影响。二是进出口压力值要完全一致。我们曾做过FIRE计算参数的设置对结果的影响的研究，有这样一些结果可供用户参考：动量方程和湍流方程的差分格式对流量系数的结果没有太大影响（当然连续方程的差分格式必须选二阶精度的中心差分，这与其他计算的要求是相同的），但要得到比较准确的涡流/滚流比，建议动量方程和湍流方程的差分格式都采用二阶精度的（Minmod或CD 0.5）；湍流模型和壁处理可采用较高精度的k-z-f模型和Hybrid Wall Treatment；边界层网格层数越多，得到的流量系数越精确；总的网格数目在70万左右是比较合适的。另外，气道试验台看起来很简单，但不同的试验台测试精度有很大不同，当然价格也相差很多。我们常说的流量系数的计算误差可以达到 2.5%以内也是有条件的，包括气道试验台的测试精度也要达到一定的高度。
将计算结果和实验值取得一致固然重要，但这只是第一步，利用数值计算研究气道的主要目的是利用计算的快速低成本取代传统的通过大量的气道实验寻
求最优气道设计的方法。在对原型气道计算结果的研究分析基础上提出改进意见，是很多用户正在做的工作，如果提得出明确的优化目标并具备相应的手段，利用FIRE与CAD和优化软件联合计算即可直接得到最优的气道设计的CAD模型，这种优化计算当然也需要大量的计算机时，但国外有些公司已能做到只利用CFD分析和优化即完成气道的优化设计，实验工作只是对优化后的气道模型进行实验验证而已，节省了大量的人力和财力。
第二章试验方法的建立
2.1 流量系数
为了对进气管稳态流动进行分析，A VL搭建了典型的气道稳流试验台来测量流体流量。从这种试验台架上A VL 可以得到测量数据，用来和计算结果的实验数据进行对比。这一节里向大家介绍测量流体流量的方法。
测量的方法是：在进气管压力降固定的情况下，在10个不同的气门升程下测量稳态气体气流的质量流速。
图5典型的AVL气道稳流试验台布置图
推荐的气缸的长度应为2.5D，这是因为测涡流强度的叶轮（A VL测量方法）是布置在距缸盖1.75D的位置（D是气缸直径），而该位置不能过于靠近出口，以免受到出口流动情况的影响。A VL可以用实验的方法测量出距缸盖1.75D位置处的流动情况。
通常，充量流过一个横截面时的流动情况是通过流量系数μ进行描述的。
A VL基于测量结果，计算得到是一个无因次流量系数μσ，它是实际质量流量与理论的质量流量的比值。理论的质量流量是在假设没有流动损失的情况下，用气门座圈面积上的流速和压力降算出来的。
计算理论的质量流量m theo使用的横截面积是Av,半径是气门座圈的内径。
在气门和气门座圈之间的有效的流通面积A
σ是一个阻碍系数，它取决于几何位置和气门升程。理论的质量流量定义为：
.....实际的质量流量[kg/s]
..... 理论的质量流量[kg/s]
Av .....气门座圈的面积[m2]
dv .....气门座圈的内径[m]
ρm .....平均密度[kg/m3]
ρ.....气缸内的密度[kg/m3]
.....环境密度[kg/m3]
.....环境压力[Pa]
Δp.....压力降[Pa]
气门升程很小时，A VL标准的压力差是6500[Pa],气门升程很大时，A VL标准的压力差是2500[Pa]。
2.2 叶轮
在某些特定的气门升程下，气缸内充量的旋转速度是由叶轮风力计测得的。为了计算叶轮的速度，使用以下的公式：
图6 AVL叶轮的尺寸
涡流比是由充量的旋转速度比上假想的发动机转速得到的。叶轮的涡
流比的计算公式如下：
n padd .....叶轮的旋转速度[min-1]
n mot ....假想的发动机的转速[min-1]
n D .....风力计一般的速度[min-1]
n .....发动机一般的速度[min-1]
进（排）气道的测试是一个稳态的实验，发动机的转速不能直接得到。活塞的平均速度和发动机转速定义如下：
假设活塞的平均速度等于稳态流动的轴向平均速度，我们就可以得到假想的发动机的转速
c m .....活塞的平均速度[m/s]
.....轴向流速的平均值[m/s]
.....平均的质量流速[kg/s]
S .....冲程[m]
D ......气缸直径[m]
n mo.....假想的发动机转速[min-1]
.....气缸的截面积[m2]
此时叶轮的涡流比可以用以下的公式进行计算：
简化的涡流比为：
这个系数取决于冲程与缸径的比值。
简化的涡流比是当冲程与缸径的比值等于1时计算出来的。这就意味着冲程等于缸径并且可以由缸径代替它。简化的假想的发动机的转速如下：
涡流数的计算公式如下（取决于冲程和缸径的比值）：
c(α) .....活塞的瞬时速度[m/s]
cm .....活塞的平均速度[m/s]
之前提到过，涡流比和平均的流量系数是用A VL标准的气门升程曲线计算出来的，它是一条假想的抛物线形状的曲线。它是大范围内不同气门升程曲线的平均曲线，只能用来比较不同尺寸气道的平均流动参数从而对气道的质量进行评估。通常，这个标准的气门升程曲线是不会用在发动机里的。
另外，当冲程与缸径的比值等于1时，涡流比可以用以下公式进行计算：
注意：
由叶轮转速算出的所有涡流比或者涡流数都取决于轴向流动的分布。（这不同于动量系数）。
第三章柴油机进气道的CFD计算
1网格的划分
由于柴油机的进气道为螺旋进气道，稳压箱的法线方向和气缸的轴线方向都平行于坐标轴，此时建议使用FAME Advanced Hybrid这是一个全自动的网格划分工具。
1.1 表面网格的导入
在目录中选择Meshes点击右键，在下拉菜单中选择Import，在下面的路径下找到IP_surf_smooth.flm文件，导入表面网格文件。
使用全自动的网格生成器之前，要定义所有需要的selection（包括网格细化的位置和connect edge的位置）。对于这个例子，出口面和进口面一定要定义connecting edge，并且要定义气门附近区域为细化区域。
1 选择表面网格，点击右键，选择selection，打开create窗口。
2 建立一个新的selection，在名称输入区域，输入BC_inlet。在radio button区域击活cell选项来制定选择的类型，同时点击Empty。然后选择Create and Modify,选择窗口自动打开。
3 选择Add并且从下拉菜单中选择Angle。
4 输入角度为40。
5选择Define并且点击表面网格上的进口面。选择Esc使选择有效。
6 建立另一个选项叫做BC_outlet。按照定义进口面的方法定义出口面。
图7 表面网格-出口面和进口面
7 在气门周围要定义细化的选项，可以通过在气缸盖上建立Cell选项的方法对细化区域进行定义。在网格自动生成工具中，定义的细化区域是进行z方向细化的基础。
图8 表面网格-选择气缸盖
8 点击OK.
线网格
1.3 生成
生成线
1．在工作区域选择表面网格。
2．在菜单栏中从View->Application Bars中打开FAME Hybrid或者从右边的工具栏中选择FH.
3．选择Edge Tools->Auto edge。
4．选择Closed Edges。Minimal patch number输入1。Minimal edge length 输入0.003,Angle输入20。选择AutoEdge。划分完以后选择Cancel关闭窗
口。
5．在表面网格上点击鼠标右键，从下拉菜单中取消选定Draw object，只显示线网格。
6．有些线是不需要的，要从线网格上删除。选择边网格点击右键，在下拉菜单中选择selection.
图9 线网格-需要删除的线
7．在Create窗口上创建一个新的选项叫做Cut。包括所有要删除的线。建议使用Add by Polygon来选择不需要的线。
8．在View窗口下激活Cut选项，选择Apply.
9．选择线网格，点击右键，从下拉菜单中选择Cut。所有多余的线都从线网格中被删除掉了。
图10删除多余线以后的线网格
10．在目录下选择表面网格并且选择Draw object，使表面网格出现在视图中。 11．为了进行网格划分，还需要其他的一些线，可以通过Trajectory工具来生成这些线。图11显示的为需要生成线的一些具体位置。
图11 需要线网格的地方
12．选择表面模型。
13．在右边的工具栏里选择FH.
14. 选择Edge Tools->Auto edge，选择Trajectory。
15．选择Create trajectory by maximum face angle.在Angle threshold处输入80。选择Select Mesh并选择线网格，把生成的线添加到已存在的线网格中。
16．选择Trajectory并且在表面网格上定义两个相邻的点。
17．选择Cancel退出。
18．请对照以下目录下的IP_edges.flm来检查你生成的线网格。
网格上的网格数目
线网格上的网格数目
检查线
1.4检查
1．从FH应用工具栏上的Info上选择Geo Info。
2．确保线网格已经选上。
3．在Geo Info窗口上，选择Geo Info，结果显示一共有1351个网格。
4．选择Cancel退出。
保存文件
1.5 保存文件
选择File|Save as，保存文件,CFD-WM将自动生成为一个文件(.fpr)和两个子文件夹。所有的网格文件(.flm)都保存在Meshes文件夹里，结果和求解器数据都存在Calculation文件夹里。
网格生成技术
FAME Advanced Hybrid 网格生成技术
1.6FAME Advanced Hybrid
如果所有需要的选项比如Connect edge和细化的部位都已经进行了定义，就可以进行以下的网格化分：
1 从FH应用共具栏中选择Hybrid Assistant。
2 选择Start new meshing然后选择Next。
3 选择Define surface mesh(IP_surf_smooth(1))，点击表面模型。选择下一步。
4 选择Define edge mesh(edges_1_of_IP_surf_smooth_1(1))，点击线网格。选择下一步。
5 选择Fame Advanced Hybrid。
6Maximal cellsize输入0.005m，Minimal cellsize输入0.0003125m。
7Closure Level输入1，Number of boundary layers输入1，点击下一步
8 在连接边的窗口中，在下拉菜单中选择BC_inlet。选择Add，在新的一栏中的下拉菜单中选择BC_outlet。选择下一步打开网格细化的窗口。
9 选择所需细化的选项，在Size和Depth处填入适当的数值。
确保自动细化前的对号已经选上，点击下一步进入移除表面窗口。
10 由于不需要移除表面网格，取消选定所有的对号。选择下一步。
11 在OGL objects窗口中选择下一步，打开Transformations窗口。
1.6.1 Transformations
Transformations
有几种方式可供选择：
1Shift
这种转换是把你选择的区域在直线方向上进行拉伸和收缩。
2Cyl_Shift
这种转换是把一个环形域在半径方向上进行拉伸和收缩。
3Cyl_Rotation
这种转换是把指定的区域在圆周方向进行拉伸和收缩。
在这个例子中不需要使用Cyl_Rotation。
图12 没有进行Transform之前的表面模型
图13 进行Tra nsform之后的表面模型1.6.2第一个进气
第一个进气道
道气门处的Cyl_ Shift选项1．从选项的下拉菜单中选择Cyl_Shift。
2．点击Click Data。
图14 表面模型-生成
3．选择Click circle，在表面网格上，在想要进行修改的台阶的外圆上选择三个点。这三个点的位置是任意的，只要他们在外圆上。
4．选择Click inner radius，并且在内圆上定义一个点。
5.定义完所需的点后，选择Edit Transformation，与以下表格里的坐标进行比较。
6还有两个参数需要人为进行设定，输入的数据如下：
New Inner Radius定义了内径改变后的大小，Distance表示变形网格在气缸轴线方向指定范围内的网格也会随之变形。
7 选择Transformations然后选择Preview来显示变形的程度。选择Undo Preview恢复到初始的状态。
1.6.3Cyl_Shift
Cyl_Shift--第二个进气
道处的Cyl_ Shift选项
第二个进气道
1．选择Transformations，选择Add插入一个新的选项。
2．从选项的下拉菜单中选择Cyl_Shift。确保在这个选项旁边的radio button
被激活。
3．第二个进气道的设置与第一个进气管的设置是相同的。在Edit Transformation选项中将显示以下的数据。
4．另外两个数据还需要人为输入。如下所示：
1.6.4 shift
道气门处的选项
两个进气道
shift--两个进气
1．选择Transformations，选择Add插入一个新的选项。
2．从选项的下拉菜单中选择Shift。确保在这个选项旁边的radio button被激活。
3选择Edit Transformation并在下表中填入平面向量值。
4 选择Click Data选项。
图15 表面网格-生成Shift Transformation
5．选择Click Plane Point并定义一个点如上所示，来指定线性变形的起始点。6．选择Click distance并定义一个位置位于前一步所定义点的上方的点。这个点与前一个点一起定义了直线变形的初始位移。
7.定义完所需的点后，选择Edit Transformation，与以下表格里的坐标进行比较。
8 在Factor处输入3，位移乘以Factor就是实际的直线变形。也就是 ：
0>F>1: 压缩
=1:没有变形
>1:拉伸
9．选择Transformation选项并选择Preview来显示变形的程度。选择Undo Preview恢复到初始的状态。
1.6.5shift
两个进气道
道处的选项
shift--两个进气
1．选择Transformations，选择Add插入一个新的选项。
2．从选项的下拉菜单中选择Shift。确保在这个选项旁边的radio button被激活。
3．选择Edit Transformation并在下表中填入平面向量值。
4．选择Click Data选项。
图16 表面网格-在进气道处生成Shift Transformation
5．选择Click Plane Point并定义一个点如上所示，来指定线性变形的起始点。6．选择Click distance并定义一个位置位于前一步所定义点的上方的点。这个点与前一个点一起定义了直线变形的初始位移。
7.定义完所需的点后，选择Edit Transformation，与以下表格里的坐标进行比较。
8 在Factor处输入3，位移乘以Factor就是实际的直线变形。也就是 ：
0>F>1: 压缩
=1:没有变形
>1:拉伸
9．选择Transformation选项并选择Preview来显示变形的程度。选择Undo Preview恢复到初始的状态。
图17 气道处的Transformation
1.6.6 shift shift--气门处的选项
1 1 初步的准备初步的准备初步的准备
1 点击表面网格，点击右键，在下拉菜单中选择Properties.
2 选择view,激活Slide through 并改变方向，如下图所示。这一选项的作用是可以看到一个封闭体积里的结构。
图18 表面网格-改变属性
3．选择Rendering ，激活Flat Shading ，选择ok 。
2 Shift Transformation 的点的选择
1．选择Transformations ，选择Add 插入一个新的选项。
2．从选项的下拉菜单中选择Shift 。确保在这个选项旁边的radio button 被激活。
3．选择Edit Transformation 并在下表中填入平面向量值。
4．选择Click Data选项。
图19 表面网格-在气门处生成Shift Transformation
5．选择Click Plane Point并定义一个点如上所示，来指定线性变形的起始点。6．选择Click distance并定义一个位置位于前一步所定义点的上方的点。这个点与前一个点一起定义了直线变形的初始位移。
7.定义完所需的点后，选择Edit Transformation，与以下表格里的坐标进行比较。
8 在Factor处输入5，位移乘以Factor就是实际的直线变形。也就是 ：
0 > F > 1: 压缩
= 1: 没有变形
> 1:拉伸
9．选择Transformation选项并选择Preview来显示变形的程度。选择Undo Preview恢复到初始的状态。
图20 气门区域的Transformation
10．点击表面网格，点右键在下拉菜单中选择Properties.选择view选项，激活view all并选择ok.
11.定义完所有的transformations,选择完成开始网格划分。
12．之后出现FAME Monitor，给出网格划分的情况。
图21 FAME监控窗口
在网格划分过程中，生成了一些文件并储存在Meshes文件夹里：
文件的位置：\文件的路径\Meshes\
IP_surf_smoothAutoMesh.flm 包含生成的体积网格
IP_surf_smoothAutoMesh.fip 包含输入参数
IP_surf_smoothAutoMesh.log二进制log文件
IP_surf_smoothAutoMesh.txt 简短浓缩的二进制文件ASCII format.
V2500发动机进气道检查标准
V2500发动机进气道检查标准 参考自AMM71-11-11-200-001 第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）。 图1： 1、擦伤（Abrasion）：在H、J、K1、K2区域允许最大深度不超过0.38mm的损伤。 2、凹坑（Dent ）：
3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度 101.6mm深度0.13mm的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于 254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含 另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7 个Fastener丢失。一旦出现Fastener丢失必须在600个飞行小时、750个飞行循环（或100天）内进行维修。 第二部分：检查进气道外部（Examine the Air Intake Cowl Outer Barrel） 图2：
图3： 1、擦伤（Abrasion）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y, Z区域，擦伤允许最大控制在表面切合处。且密封带 （sealing tape）处于被保护状态；在G区域，唇口与进气道外筒的切合处下部最大允许的擦伤的深度为1.02mm，超出这个限制就必须进行修理才能继续飞行。 2、擦挂和凿伤（Gouge/Scratch）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y区域，允许最大长152.4mm深0.254mm 宽0.254mm的损伤。相邻的未处理的损伤之间最小距离允许为203.2mm。在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿伤；在Z区域，允许环形擦挂或凿伤的最大长度为152.4mm（径向擦挂或凿伤为50.8mm）宽度为2.54mm的损伤。同样的，在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿
高超声速进气道动稳态攻角特性研究
高超声速进气道动/稳态攻角特性研究 高超声速进气道攻角特性与高超声速飞行器性能密切相关，具有重要的理论意义和工程应用背景，是国内外研究者关注的重要问题。针对高超声速飞行器在飞行过程中，俯仰姿态可能发生大幅度改变或振荡的特点，本文采用理论分析、数值模拟和风洞实验相结合的方法，研究了攻角导致的来流条件定常、非定常变化对高超声速进气道内部流场特征和性能参数的影响，分析了其形成机理，为高超声速进气道性能估计及有效控制建立了必要的理论基础和技术储备。 论文首先研究了稳态攻角变化对高超声速进气道性能的影响。针对Ma6.5 一级的高超声速飞行器，在相同约束条件下（相同设计马赫数、等进口面积、相同出口马赫数），设计了一组包括二元式、侧压式、轴对称式、三维内收缩式的高超声速进气道方案，并采用三维数值模拟的方法研究了攻角对高超声速进气道气动特性的影响，揭示了典型高超声速进气道方案的内部流动特征、性能参数随攻角的变化规律。 研究结果表明：攻角变化改变了进气道压缩量、内通道的附面层厚度和入口气流品质，从而影响了进气道流量捕获特征、压缩能力和出口总压恢复性能；进气道攻角的增加还会使得进气道抗反压能力提高，起动能力下降。对于不同的进气道构型而言，攻角对轴对称式进气道气动性能的影响规律和其它进气道类型相比存在显著差别。 本文接着探索了动态攻角变化对高超声速进气道性能影响。采用非定常、动网格数值模拟方法，考虑了不同攻角动态变化方式，分析了攻角动态频率/速率、幅值、来流马赫数、振荡转轴位置、起始振荡攻角、进气道尺度、前缘钝化、总收缩比和飞行高度等参数对高超声速进气道攻角动态特性的影响规律。
研究结果表明，攻角动态变化时：受到气流的可压缩性、粘性作用等带来的气动迟滞效应的影响，高超声速进气道流场特征和性能参数会存在一定滞后现象，且不同性能参数之间的滞后规律不同；对于攻角变化造成的进气道不起动问题，随着动态攻角速率/频率的增加，进气道发生不起动的攻角值变大，进气道再起动的攻角值减小，即攻角动态变化对进气道起动过程存在一定的迟滞效应。此外，对于不能实现自起动的高超声速进气道，发现以特定攻角速率/频率振荡可能利于进气道重新恢复起动。 研究认为，攻角动态速率/频率、振荡幅值、来流马赫数和进气道几何尺度是影响高超声速进气道动态攻角性能的重要因素，相对而言，进气道总收缩比、飞行高度、转轴位置及前缘钝化等因素不会显著影响进气道的动态攻角性能。针对高超声速飞行器与机体高度一体化的进气系统，设计了基于二元进气道的高超声速前体/进气道一体化模型，分析了攻角动态变化对一体化模型气动特性的影响，并对飞行环境下一体化模型的动态攻角性能进行初步预测。 研究结果表明：攻角动态变化的三维前体/进气道一体化模型其性能参数出现了迟滞现象，进气道的不起动、再起动过程产生了滞后现象；对于高超声速前体/进气道一体化模型，在转级及巡航飞行状态，攻角在一定范围内发生的动态变化不会使进气道捕获流量及其它性能参数发生突然变化，即不会引起进气道工作状态的突变。最后，本文结合数值模拟的研究方法，在Ma3.85条件下完成了二元式、侧压式高超声速进气道攻角连续动态变化的风洞实验，实验中的攻角频率最大达10.4Hz，攻角变化范围为0°～8.2°。 实验结果表明：二元高超声速进气道在攻角振荡过程中全程处于起动状态，其性能变化曲线与稳态时相似，攻角的动态变化未对进气道性能产生显著的影响；
美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述
推进技术 美国普惠公司吸气式高超声速 推进技术发展综述 摘 要 美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验, 行试验数据。第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。在AFRL和美国防高级研究计划局(DARP A)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SE D2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。 关键词 高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机 引 言 20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UT C)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。在NASP的10年研发中,为用于X2 30演示机的氢燃料超燃冲压喷气发动机部件和整机建立了雄厚的技术基础,包括已经过验证的设计工具和方法学。 最初的NASP发动机设计被用作Hyper2X飞行器的超燃冲压喷气发动机设计的基础。2004年成功地进行了氢燃料Hyper2X飞行器的飞行试验,飞行马赫数接近7和10。与NASP并行,UTRC也在美空军研究实验室(AFRL)资助的超燃冲压喷气发动机部件技术(SCT)计划下,开发碳氢燃料超燃冲压喷气发动机技术。碳氢燃料超燃冲压喷气发动机比氢燃料超燃冲压喷气发动机动力小,但后勤保障性强。在SCT计划下,完成了吸热式冷却技术的开发和碳氢燃料超燃冲压喷气发动机燃烧室的直连试验。 为在NASP后继续保持高超声速推进技术方面的核心竞争力,美空军部长于1995年在AFRL启动了高超声速技术(HyTech)项目。普惠公司于1996获得了该项目下的碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)项目。HySET项目的目标是研发并且演示马赫数4～8下的碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的适用性、性能和耐久性,以使一次性使用和可重复使用高超声速飞行器的开发成为可能。HySET项目已经在两个主要应用领域取得突破:首先,研发的控制方案将流路干扰减到最小,增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度;其次,已经证实吸热式燃料冷却的可行性。2000年和2001年,AFRL和普惠公司进行了第一次非冷却的液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的性能试验的发动机(PTE)地面试
高超声速空天飞行器研究现状汇总
高超声速空天飞行器研究现状 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器。这种飞行器在高度和速度上都具有相当大的优势，在军民领域具有巨大的应用潜力。高超声速飞行器是21世纪航空航天技术新的制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。本文首先阐述了高超声速空天飞行器的概念，强调了其主要的军事用途。其次，分析了空天飞行器的主要气动布局形式和特点。最后，对国外航空航天大国的空天飞行器相关发展情况进行了综述，包括美国、俄罗斯、澳大利亚和法国等国家。 1. 引言 未来的高超声速飞行器能够在2个小时之内到达地球任何地方，能够像普通的飞机一样水平起飞水平降落，并以廉价的成本完成天地往返的运输任务，从而可在空间控制和空间作战中发挥重要的作用，而这些要求的实现从根本上都取决于高超声速飞行器技术的发展。高超声速飞行器所具有的全球实时侦查、快速部署和远程精确打击能力，将改变未来战争的作战样式，对国家安全产生战略性的影响。高超声速飞行器还具有显著的军民两用性，能为民用运输和航天运载等领域提供全新的途径，进而对社会进步及国民经济产生带动作用。 2. 空天飞行器 随着现代科学技术的进步和未来战场的不断拓展，世界各国正在逐步把航空和航天飞行器朝着有机结合成一体的方向推进。空天飞行器是指既能够进入太空飞行，又能较长时间在大气层内飞行的一种飞行器。空天飞机是在航空和航天技术相结合方面的初步尝试，可实现航天运载系统的部分重复使用、提高操作效率和大幅度降低航天运输费用的目的，同时更具有广阔的军事运用前景。虽然目前单级入轨或多级入轨的空天飞机还处于探索研究阶段，但它可望成为世纪最先进、最经济有效的航天运载工具，代表了今后数十年内航天运载技术的发展方向，并且将成为未来控制空间、争夺制天权的关键武器装备之一。 空天飞行器的飞行过程可分成三段：一是发射上升段，二是轨道飞行段，三是再入返回段。对于发射上升段，从目前和未来相当长一段时间的技术水平来看,比较可行的方式还是依靠液体火箭或固体火箭。空天飞行器只是作为火箭的“乘
V2500发动机进气道检查标准
发动机进气道检查标准V2500 AMM71-11-11-200-001 参考自 。第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）：图1 的损伤。区域允许最大深度不超过0.38mmJ、K1、K21、擦伤（Abrasion）：在H、）：Dent 2、凹坑（允许最大长度（任一方允许最大深度其深度不能超过长度的10%，向）距离最近铆钉位置必须大于25.4mm，两个2.54mm K1 区域25.4mm 相邻损伤之间的距离不2.54mm 50.8mm 区域H 能小于254mm，其中K1、5.08mm 区域50.8mm K2 K2区域最多允许2个凹5.08mm J 区域57.1mm 坑，H、J区域没有个数限制． 3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.13mm 的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7个Fastener丢失。
发动机进气系统的改装详细解说
发动机进气系统的改装详细解说 发动机进气系统包括空气滤清器、进气歧管、进气门机构等。空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经过进气道进入进气歧管，与喷油器喷出的汽油混合后形成比例适当的可燃混合气。通过进气门进入气缸点火燃烧，产生动力。 一、容积效率与充气效率 发动机运转时，每一循环所能获得空气量的多少，是决定发动机动力大小的基本因素。发动机的进气能力是用发动机的容积效率及充气效率来衡量的。 1、容积效率 容积效率是指每一个进气行程中，气缸所吸入的空气在标准大气压力下所占的体积与气缸活塞行程容积的比值。 由于空气进入气缸时，气缸内的压力比外面的大气压力低，而且压力值会有所变化，所以采用标准大气压的状态下的体积作为共通的标准。由于进气阻力及气缸内的高温作用，将吸入气缸的空气体积换算成标准大气压下的状态时，一定小于气缸的体积，因此自然吸气发动机的容积效率一定小于1。降低进气阻力、提高进气压力、降低进气温度、降低排气回压、加大进气门面积都可提高容积效率，而发动机在高转速运转时则会降低容积效率。 进气歧臂的长度对容积效率也有影响，因为进气歧管长度的变化引发了与容积效率有关的脉动及惯性效应。较长的进气歧管有利于提高发动机低转速时的容积效率，最大扭矩也会提高，但随着转速的提高，容积效率及扭矩都会急剧降低，不利于高速运转。较短的进气歧管则可提高发动机高转速时的容积效率，但会降低发动机的最大扭矩及其出现时机。因此，若要兼顾发动机高低转速的动力输出，维持在各转速下均有较高的容积效率，就要采用可变长度的进气歧管。 2、充气效率 充气效率是指每一个进气行程所吸入的空气质量与标准状态下（1个大气压、20℃、密度为
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
进气道工作原理
第4章进气道工作原理 进气道的功用是以较小的流过损失，把外界足够量的空气顺利地导入压缩器。 本章首先说明空气流过进气道时的动力压缩过程；然后，研究亚音速进气道和超音速进气道的工作原理。 一、空气流经进气道时的动力压缩器过程 (一)什么是动力压缩 在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器(见图2—1)。其气道前方未受扰动气流的速度(即图上0—0截面处的气流速度)，与飞行速度大小相等，方向相反。空气流出 进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流 速度。 在飞行速度大于压缩器进口气流速 度的情况下，空气流过进气道，流速减小， 压力和温度升高，空气受到了压缩。空气 由于本身速度降低而受到的压缩，叫做动 力压缩。在飞行速度小于压缩器进口气流 速度的情况下，空气流过进气道时，流速 增大，压力和温度降低，这时没有动力压 缩。 目前，飞机平飞时的速度，一般都大 于压缩器进口气流速度。因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。 (二)动力压缩器过程中的流动损失 空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种。 1.摩擦损失 进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。 2.分离损失 分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而
产生的。当进口的气流方向与进气道前缘内壁的方向不一致时，由于气流转弯时惯性离心力的作用(见图2—2)，进气道前缘内壁附近的空气压力降低，在前缘内壁附近会出现与气流流动方向相反的压力差，发生分离现象，而造成气流分离损失。为了减小气流分离损失，进气 产生严重的分离现象。 3.激波损失 超音速飞行时，空气以超音速流向进气道。要把超 音速气流变成亚音速气流，不可避免地要产生激波损失。 在亚音速飞行中，由于亚音速进气道采用较厚的园头流线前缘。当飞行速度较大时，便可能使前缘局部气流速度超过音速，从而引起局部激波损失。 摩擦损失、分离损失和激波损失的存在，使空气的一部分机械能不可逆地转换成热，因此，压缩器进口空气总压小于进气道前方未扰动的空气总压。损失越大，压缩器进口空气总压减小得越多。 动力压缩过程中流动损失的大小，用压缩器进口空气总压(p1*)与进气道前未扰动的空气总压(p0*)的比值表示。这个比值叫做进气道压力系数，用符号ó进表示。即： (2—1) 压力系数ó进的数值大小由试验确定。亚音速飞行时，ó进一般为0.94～0.98，超音速飞行时，由于有激波损失，ó进要更小一些。 (三)冲压比和影响冲压比的因素 1.冲压比 动力压缩的程度，可以用冲压比表示。压缩器进口空气压力(p1)与大气压力(p0)的比值， 叫做冲压比，用符号π冲表示。即：(2—2) 冲压比的大小，说明空气经过冲压压缩以后，压力提高的倍数。冲压比越大，表示空气被压缩得越厉害。为了运算方便，也常用压缩器进口空气总压与大气压力的比值作为冲压比，用符号*冲表示，即：(2—3) 用气体动力学的能量方程，可以推导出冲压比的公式如下。考虑到气体在进气道内的流动是绝能的，可以写出气体从0—0截面流到1—1截面的
汽车进气道的清理方法
汽车进气道的清理方法 内容摘要：现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 快捷高效的清洗方式 发动机积碳是个老生常谈的话题，伴随着车辆行驶里程数的增加，积碳也会随之出现，影响发动机的动力输出，抑制积碳的滋生是每个汽车专家励志解决的难题，但由于外界情况的影响较为复杂，所以在解决起来并不是那么容易，进而，我们把目光投向了如何补救的措施上，于是各种清洗积碳的产品和各种维修工艺应运而生。综合而言，主要分为拆卸清洗和免拆清洗。 拆卸清洗就以为着要将发动机解体，传统工艺则至少要将发动机盖拆掉，这样清洗的比较彻底，基本可以把燃烧室内以及进气道内的积碳清除，但工时费则是一笔比较大的支出，且施工进度较慢，一般需要近一天的时间才能交付车主。
为了提高生产效率，扩大维修车辆承接业务量，于是免拆清洗业务在各个修理厂中广为流传，通过发动机怠速的运行，利用自身产生的真空力将清洗药水吸入，起到清洗进气道以及燃烧室的作用。清洗喷油嘴则是用清洗药水代替燃油来为发动机提供燃料以维持发动机的运行，从而达到清洗的目的。最后，向油箱内添加清洗剂完成油路的清洗。这就是完整的一套免拆清洗积碳工序，耗时在40分钟左右，但这种免拆清洗的效果不是很明显，在轻微积碳的情况下，还可以勉强应付，要是积碳较严重的时候，采用这种清洗方式是于事无补的。 现在维修市场上有多了一种方式，可以说这种清洗方式是各取了以上两者的有点，维修工艺的复杂程度也比较适中，下面我们为大家简要介绍一下这种清洗工艺。 清洗过程介绍 介乎于免拆和拆清之间，这种方法要拆卸一些发动机的配件。首先，要将喷油嘴、进气歧管以及发动机周围妨碍施工的一些附件拆下，特别是节气门。节气门安装在进气歧管处，清洗节气门也是其中一项，所以在拆卸进气歧管前要先将节气门拆下并妥善放置。