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航空發動機進排氣系統試驗 版權信息
- ISBN：9787030743800
- 條形碼：9787030743800 ; 978-7-03-074380-0
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
航空發動機進排氣系統試驗 內容簡介
本書主要介紹典型航空發動機進排氣系統試驗的研究背景、試驗目的、試驗方案設計和典型案例，與現有教材和航空發動機相關叢書合理銜接，力求達到學科基本理論與工程實踐應用相結合的目的，希望為讀者提供系統、全面、細致的航空發動機進排氣系統試驗參考文獻。
航空發動機進排氣系統試驗 目錄
目錄
渦輪機械與推進系統出版項目 序
“兩機”專項：航空發動機技術出版工程 序
前言
第1章緒論
1.1進排氣系統試驗的必要性001
1.2進排氣系統試驗國內外研究現狀002
1.2.1進氣系統試驗研究002
1.2.2排氣系統試驗研究009
1.3進排氣系統試驗的未來發展趨勢013
參考文獻014
第2章基礎理論
2.1進排氣設計理論016
2.1.1亞聲速進排氣設計理論016
2.1.2超聲速進排氣設計理論020
2.2進排氣氣動試驗理論027
2.2.1相似理論027
2.2.2風洞試驗030
2.3進排氣隱身理論037
2.3.1紅外隱身理論038
2.3.2雷達隱身理論044
2.4進排氣噪聲理論047
2.4.1進排氣系統氣動聲學基礎理論047
2.4.2進排氣系統噪聲試驗理論049
參考文獻051
第3章進氣試驗
3.1概述052
3.2進氣道縮比試驗053
3.2.1研究背景053
3.2.2試驗目的053
3.2.3試驗方案設計053
3.2.4試驗案例：馬赫數6.0帶Bump前體的三維內收縮式進氣道縮比風洞試驗054
3.2.5試驗案例：馬赫數1.5二元TBCC進氣道試驗063
3.3全尺寸進氣道試驗069
3.3.1研究背景069
3.3.2試驗目的069
3.3.3試驗方案設計069
3.3.4試驗案例073
3.4進氣總壓畸變模擬試驗075
3.4.1研究背景075
3.4.2試驗目的075
3.4.3試驗方案設計075
3.4.4試驗案例077
參考文獻078
第4章排氣試驗
4.1概述079
4.2排氣裝置內流氣動性能縮比試驗080
4.2.1研究背景080
4.2.2試驗目的080
4.2.3試驗方案設計081
4.2.4試驗案例096
4.3排氣裝置內外流風洞氣動性能試驗101
4.3.1研究背景101
4.3.2試驗目的101
4.3.3試驗方案設計101
4.3.4試驗案例105
4.4排氣噪聲試驗107
4.4.1研究背景107
4.4.2試驗目的108
4.4.3試驗方案設計108
4.4.4試驗案例119
4.5紅外隱身試驗120
4.5.1研究背景120
4.5.2試驗目的121
4.5.3試驗方案設計121
4.5.4試驗案例129
4.6雷達隱身試驗131
4.6.1研究背景131
4.6.2試驗目的131
4.6.3試驗方案設計132
4.6.4試驗案例135
參考文獻137
第5章進排氣系統一體化試驗
5.1全尺寸進氣道高溫蒸汽吸入試驗139
5.1.1研究背景139
5.1.2試驗目的139
5.1.3試驗方案設計139
5.1.4試驗案例147
5.2裝機條件下紅外隱身試驗159
5.2.1研究背景159
5.2.2試驗目的159
5.2.3試驗方案設計159
5.2.4試驗案例164
參考文獻165
渦輪機械與推進系統出版項目 序
“兩機”專項：航空發動機技術出版工程 序
前言
第1章緒論
1.1進排氣系統試驗的必要性001
1.2進排氣系統試驗國內外研究現狀002
1.2.1進氣系統試驗研究002
1.2.2排氣系統試驗研究009
1.3進排氣系統試驗的未來發展趨勢013
參考文獻014
第2章基礎理論
2.1進排氣設計理論016
2.1.1亞聲速進排氣設計理論016
2.1.2超聲速進排氣設計理論020
2.2進排氣氣動試驗理論027
2.2.1相似理論027
2.2.2風洞試驗030
2.3進排氣隱身理論037
2.3.1紅外隱身理論038
2.3.2雷達隱身理論044
2.4進排氣噪聲理論047
2.4.1進排氣系統氣動聲學基礎理論047
2.4.2進排氣系統噪聲試驗理論049
參考文獻051
第3章進氣試驗
3.1概述052
3.2進氣道縮比試驗053
3.2.1研究背景053
3.2.2試驗目的053
3.2.3試驗方案設計053
3.2.4試驗案例：馬赫數6.0帶Bump前體的三維內收縮式進氣道縮比風洞試驗054
3.2.5試驗案例：馬赫數1.5二元TBCC進氣道試驗063
3.3全尺寸進氣道試驗069
3.3.1研究背景069
3.3.2試驗目的069
3.3.3試驗方案設計069
3.3.4試驗案例073
3.4進氣總壓畸變模擬試驗075
3.4.1研究背景075
3.4.2試驗目的075
3.4.3試驗方案設計075
3.4.4試驗案例077
參考文獻078
第4章排氣試驗
4.1概述079
4.2排氣裝置內流氣動性能縮比試驗080
4.2.1研究背景080
4.2.2試驗目的080
4.2.3試驗方案設計081
4.2.4試驗案例096
4.3排氣裝置內外流風洞氣動性能試驗101
4.3.1研究背景101
4.3.2試驗目的101
4.3.3試驗方案設計101
4.3.4試驗案例105
4.4排氣噪聲試驗107
4.4.1研究背景107
4.4.2試驗目的108
4.4.3試驗方案設計108
4.4.4試驗案例119
4.5紅外隱身試驗120
4.5.1研究背景120
4.5.2試驗目的121
4.5.3試驗方案設計121
4.5.4試驗案例129
4.6雷達隱身試驗131
4.6.1研究背景131
4.6.2試驗目的131
4.6.3試驗方案設計132
4.6.4試驗案例135
參考文獻137
第5章進排氣系統一體化試驗
5.1全尺寸進氣道高溫蒸汽吸入試驗139
5.1.1研究背景139
5.1.2試驗目的139
5.1.3試驗方案設計139
5.1.4試驗案例147
5.2裝機條件下紅外隱身試驗159
5.2.1研究背景159
5.2.2試驗目的159
5.2.3試驗方案設計159
5.2.4試驗案例164
參考文獻165
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航空發動機進排氣系統試驗 節選
第1章緒論 航空發動機被譽為現代工業皇冠上的明珠，主要由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動裝置與附屬系統等組成。航空發動機內部氣動、熱力和結構特性極其復雜，目前仍難以僅依靠數值模擬來準確描述，發動機試驗不可或缺。據統計，一型航空發動機研制工作一般需要進行十萬小時的部件試驗、四萬小時的材料試驗、一萬小時的整機試車。試驗測試技術是發展先進航空發動機的關鍵技術之一，試驗測試結果既是驗證和修改發動機設計的重要依據，也是評價發動機部件和整機性能的重要判定條件。進氣道、噴管是航空發動機內流場與飛機外流場之間的重要交聯部件，其與上、下游部件間（飛機機身前體、核心機、后體等）存在強烈的耦合效應，針對進排氣部件的研究對于航空發動機性能的提升具有重要的幫助。本章將對航空發動機進排氣系統試驗的必要性、國內外研究現狀以及未來發展趨勢進行介紹。 1.1進排氣系統試驗的必要性 進排氣系統的研究方法包括： 氣動構型設計研究、數值模擬研究、試驗研究、總體性能建模分析研究等。其中，進排氣系統試驗的目的是驗證氣動設計的有效性，檢驗數值模擬研究的準確性，以及為總體性能建模提供性能模型等，可見其與其他幾類研究方法具有密切的關聯。同時，開展進排氣系統試驗的必要性有以下三個方面：①對于流場變化劇烈的情況（如進氣道不起動、內流道流動分離等），數值模擬計算的代價巨大，甚至無法直接用數值模擬來研究；②進排氣系統與發動機的一體化研究，其上下游各部件的性能存在強耦合性，數值模擬方法幾乎不能準確預測，且總體性能仿真需要的性能模型往往從試驗數據中獲取；③對于本領域發展的未來方向[如組合動力系統（turbine based combined cycle/rocket based combined cycle， TBCC/RBCC)、變循環發動機等]，要求進排氣系統在寬馬赫數范圍內均能高效工作，此類馬赫數連續變化的工作模式（或變喉道、變前體能適應寬域工作的方案）僅利用數值模擬方法來研究難度較大，一般需要采用試驗方法［14］。 1.2進排氣系統試驗國內外研究現狀 1.2.1進氣系統試驗研究 根據進氣道的設計馬赫數，可以分為亞聲速、超聲速及高超聲速三個類型。針對三類進氣道的試驗研究各有側重。民航客機、運輸機，以及早期的戰斗機一般采用亞聲速進氣道，多數亞聲速進氣道為皮托式進氣道，由唇口、外罩、進口后的一段擴張型管道以及風扇前的一段收縮段構成，進氣通道短、進氣效率高、結構簡單、維修方便。一般對它的試驗研究采用與發動機短艙聯試的方式，在各狀態下的流量捕獲能力以及外罩阻力是試驗主要關注的方面，這里不加展開敘述。 1.亞聲速進氣系統研究 出于整體氣動布局、隱身性能等因素的考慮，部分飛機采用亞聲速S彎進氣方案，由于機體附面層以及大拐折內通道的影響，進氣道內部容易產生流動分離以及渦團結構，會引發進氣道出口氣流畸變，嚴重影響發動機進口的氣流品質，由于此類進氣道對試驗的依賴性較強。譚慧俊等［5］對背負式無隔道進氣道/機身一體化流場進行了試驗研究，主要分析了機身上表面附面層的發展情況、進氣道進口鼓包排除附面層氣流的特性以及進氣道內部的流動特征。研究發現，進口鼓包能夠有效地隔除機身上表面的附面層氣流，進口段橫向壓力梯度是導致附面層氣流“溢出”進氣道的主要驅動力。謝文忠等［6］針對一種腹下無隔道大偏距S彎進氣道進行試驗研究，得到了進氣道在跨聲速段的口面流動特征和內通道二次流特征，導致進氣道出口畸變值較大。對于兩側進氣布局，一般認為在偏航狀態下總有一側的進氣道會受到機身的不利影響而應用較少。夏楊等［7］針對一種兩側翼下布局的無人機無隔道亞聲速進氣道進行了研究，獲取了無隔道亞聲速進氣道的鼓包表面存在相對于機身較高的壓力分布，鼓包排除附面層的效果與機身形狀、唇口、進口位置以及飛行姿態等有關，對兩側布局方案，鼓包頭部不宜太尖，曲面機身有利于附面層的排移。宋國磊［8］分析了雙S彎進氣道內二次流生成及發展機理，并采用脈沖射流對進氣道附面層分離進行控制。 2.超聲速/高超聲速進氣系統研究 隨著航空技術的進一步發展及國防戰略的需求，目前絕大多數進氣道為超聲速甚至高超聲速。對于超聲速、高超聲速的進氣道，常規設計技術有三類，包括二元式、軸對稱式和側壓式，如圖1.1所示。 近年來，一類有別于傳統的進氣道形式——三維內收縮式進氣道（inward turning inlet）越來越引起人們的重視［912］。此類進氣道*大特點在于采用向內收縮的流場而非軸對稱外流或二維平面流動，因此具有一些有別于軸對稱進氣道或二元進氣道的獨*優勢。它是基于內收縮錐形基本流場，采用流線追蹤技術，在三維黏性修正以及肩部光順后，*終形成的三維內收縮式進氣道。與常規進氣道相比，在設計馬赫數下三維內收縮式進氣道具有幾點優勢：①總壓恢復系數高，進氣道內的氣流品質好；②外阻小、流量系數高；③進氣道唇罩等外型線與來流夾角小；④弱化了角區流動，改善了其他類型進氣道角區流動的不利影響，同時因三維內收縮帶來的壓縮效率高，實現相同的壓縮程度需要的流道長度短，這對推進系統的減重是非常有利的；⑤在迎風面幾何形狀的設計上具有較強的靈活性。 隨著研究的深入，作為一種非傳統的進氣道形式，三維內收縮式進氣道被寄予厚望，人們普遍希望此類進氣道在氣動性能方面能夠取得變革性發展。在國內外所研究的三維內收縮式進氣道設計中，美國國家航空航天局蘭利研究中心（Langley Research Center）的矩形轉橢圓形（rectanglar to ellipticalshape transition， REST）進氣道和我國南京航空航天大學的內乘波式進氣道都具備迎風面形狀設計靈活性好、易于與機體匹配設計的優點。三維內收縮式進氣道的發展經歷了以下過程。 通常情況下，幾何過渡的三維內收縮式進氣道的進口形狀都選擇矩形。一方面，尤其對多模塊進氣道而言，矩形進口便于入口處的并列布置，還能方便地安裝在二維前機身上以便有效地捕獲來流；另一方面，有研究表明，橢圓形截面燃燒室的許多性能的確要強于矩形入口截面的燃燒室，所以進氣道出口應盡量保持圓形或橢圓形。為了使兩部分同時獲得*佳方案，Smart于1998年提出、設計了一類內收縮軸對稱流場，并基于對基本流場的流線追蹤，首次實現三維內收縮式進氣道從矩形到橢圓的進出口型面光滑過渡［13］，同時也首次實現了變截面進氣道的設計，圖1.2為該進氣道設計原理及試驗模型。 REST進氣道突破了直接流線追蹤進氣道進出口形狀無法同時控制的缺點，實現了從某種規則進口（方）到另一種規則出口（橢圓）的三維內收縮式進氣道設計。但如圖1.2所示，REST進氣道的方轉（橢）圓過渡僅是一種類似對棱邊連續導角的方法，從設計概念上說，它僅能夠實現幾何上的光滑過渡而非氣動上的光滑過渡。這也正是REST進氣道即使在設計狀態也無法實現完全內乘波、全流量捕獲的關鍵原因。 尤延鋮等于2004年提出了能夠實現進出口氣動過渡、全流量捕獲、高壓縮效率等特性的三維內乘波進氣道的設計原理［1417］，發展了內乘波式進氣道設計技術，且通過進一步研究得到其流場性能優于幾何過渡式的REST進氣道。在內乘波進氣道的研究中，首先對進出口形狀可定制的內乘波式進氣道的設計理論進行分析，得到一定長徑比的軸對稱基本流場作為設計進氣道的基本流場，建立一系列的基本流場（相同進口馬赫數，以及對應不同壓縮能力的、不同出口馬赫數的基本流場），通過吻切流原理進行周向地組合，進而設計出符合內乘波特點的高性能進氣道：其進氣道入口型面生成一道曲面的（常為內錐面）內收縮激波且完全貼合在唇口上，阻止進氣道內部的高壓氣流向外溢走，從而顯著提升了進氣道的壓縮效率。在進氣道內氣流遇上進口激波的反射激波之前，氣流會經歷一段等熵壓縮。基于吻切軸對稱理論可以得到，只要橫向截面內激波強度相等，復雜的三維進氣道壓縮型面設計可以簡化為二維基本流場（軸對稱流場也是二維的）在周向上的組合。雙吻切軸對稱理論的內容，是將進氣道壁面劃分為上、下兩側，再分別對單側壁面按進出口位置要求設計吻切軸對稱基本流場。 圖1.3利用雙吻切軸對稱理論設計了某方轉橢圓內乘波式進氣道的流場結構，可以看出內乘波式進氣道能在設計狀態下基本實現全流量捕獲（蘭利研究中心的REST進氣道有5%的溢流），且完全具有其他內收縮式進氣道的各項優點（如壓縮效率高、外流阻力小、進出口形狀設計靈活、易于與機體匹配等）。隨后，對該進出口形狀可定制的內乘波式進氣道進行了馬赫數為5的高焓風洞試驗研究，獲得了該進氣道通流/反壓條件下，以流量捕獲能力為主的進氣道總體性能及其流動特征。在試驗狀態下，進氣道的流量系數為0.99±0.01，出口平均馬赫數為2.78，壓比為13.98，平均總壓恢復為0.609，進氣道能承受*大51.4倍來流壓力的反壓，圖1.3的右圖為進氣道的風洞照片。 基于下一代戰機飛發一體化對低能流排移能力、高壓縮效率、大容積率的發展趨勢，這里從前緣進氣方案、前體作為預壓縮的一體化方案，以及Bump進氣道一體化方案三方面來說明機體/進氣道一體化設計研究。 前緣進氣方案是將進氣道直接放在飛行器的頭部、翼身結合部等區域的*前緣，使得進氣道直接捕獲均勻來流，且不受近壁低能流及復雜波系的影響，其進氣道受飛行器機體的影響小，這里以三類典型的前緣進氣一體化方案為例說明。 歐盟的長期先進推進概念和技術（Longterm Advanced Propulsion Concepts and Technologies，LAPCAT）計劃提出的重點方案： 頭部進氣的LAPCATMR2，如圖1.4所示。其氣動外形由外形纖長的乘波體以及橢圓入口型線的三維內收縮式進氣道結合而成，壓縮效率高。LAPCATMR2的巡航馬赫數為8.0，由于機體較為細長，整個飛行器所受外阻小，升阻比能夠保證，同時具備巡航飛行的氣動特性。然而，由于整個上表面被推進系統所占據，同時進氣道的三維壓縮型面也占據了機身的體積，所以飛行器的容積率不高，為其他飛行器組件預留的空間受到限制。 美國Astrox公司、萊特帕特森空軍基地與波音公司共同提出了高超聲速空間與全球運輸系統（Hypersonic Space and Global Transportation System， HSGTS）概念飛行器，擬實現從地面起飛到二級入軌的飛行任務，其第二級的氣動布局如圖1.5所示。該飛行器的兩個進氣通道并列布置，相較于單通道的飛行器來說，進氣道通道之間的空間可利用，容積率相對較高。同時，將進氣道布置在乘波機體的另一側（即機體上表面），實現了內流與外流的解耦，使低馬赫數情況下其升阻比不受進氣系統的影響。然而，由于飛行器需要攜帶低溫推進劑，其整體配重和大容積率空間存在較大的挑戰，特別是整個頭部都被進氣系統占據，對機體配重和質心的指定十分不利。 美國國防高級研究計劃局（Defence Advanced Research Projects Agency， DARPA）和美國空軍（United States Air Force， USAF）聯合提出的“獵鷹”（FALCON）計劃中提出了如圖1.6所示的高超聲速巡航飛行器（hypersonic cruise vehicle， HCV）概念［22］，其進氣系統設置在翼身結合部。進氣道上游流場幾乎不受機體的干擾，同時進氣道與翼身在空間上相對獨立，有較大的容積率提升可能。在設計狀態下，
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