论文部分内容阅读
研究表明:现代战斗机的进气道出口都有可能产生速度场畸变——旋流,该旋流有两种基本形式,整体涡旋流和对涡旋流。任何形式的旋流都会对发动机稳定工作产生不利影响,严重时会造成发动机喘振或强迫叶片振动,威胁飞行安全,因此进气道出口旋流越来越引起航空工程部门的关注。本文的主要工作是建立旋流模拟理论模型,设计叶片式旋流模拟系统,针对典型的进气道出口旋流进行风洞模拟试验和相应的数值计算。旋流模拟理论模型是通过对叶片式旋流模拟原理的分析和一系列必要的简化,运用线形叠加原理和有势涡理论获得的理论模型,叶片式旋流模拟系统可以对Ma<0.5的典型进气道出口旋流进行模拟和测量。通过理论模型计算、旋流模拟试验和相应的数值模拟,本文得出了如下结论:(1)旋流模拟理论模型可以较好地对典型的进气道出口旋流进行模拟计算,帮助人们在试验前定性地把握旋流,但是该模型不能预测如旋流中心位置偏转等较为复杂的情况。(2)旋流模拟系统能够比较稳定地进行典型的进气道出口旋流的模拟和测量试验。通过标准整体涡旋流模拟试验,获得了旋流发展段的最佳长度为两倍内管道直径,并且得到了旋流指数随叶片攻角的变化规律,发现旋流强度随叶片攻角的增大基本呈线性增长。通过偏置整体涡旋流和对涡旋流的模拟试验,发现旋流中心位置会按照一定方向发生某种程度的偏转,本文认为多涡旋流中心位置的偏转跟其中最强旋流的方向和强度有关。(3)数值软件可以较好地对典型的进气道出口旋流进行数值模拟,通过和试验结果的对应比较,发现数值模拟的结果与试验结果非常接近,且捕捉到了旋流中心位置的偏转,这就克服了旋流模拟理论模型的不足,可以帮助人们在试验前更精确地把握旋流,减少试验的盲目性。