导读:本文包含了气道流场论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:螺旋进气道,油流法,可视化稳流测试,流场演化历程
气道流场论文文献综述
包广元,张韦,陈朝辉,蒋倩昱[1]（2019）在《柴油机螺旋气道可视化油流法稳流测试及缸内流场演化历程分析》一文中研究指出搭建基于油流法的可视化气道稳流实验台,以YN33单螺旋进气道的共轨柴油机为研究对象,进行可视化稳流测试;同时构建包括气道-气门-气缸的CFD仿真模型,开展稳态-瞬态流场数值模拟,利用试验与模拟相互验证,将两种手段相结合,分析缸内流场演化历程。结果显示:气缸内壁面的油流痕迹分布与速度矢量分布呈现较好的对应关系;通过缸内瞬态流场分析可知,气缸及燃烧室内各径向截面的流场强度,在进气行程主要由进气流动主导,而在压缩行程则主要由活塞运动所主导;挤入ω燃烧室的气体涡流会因旋转半径的减小而加强,在燃烧室底部气体的涡流则受壁面摩擦影响而减弱,压缩过程中活塞运行至上止点附近,此时大部分滚流均被压碎,无论是缸内和燃烧室内滚流比都小于0.25。(本文来源于《2019中国汽车工程学会年会论文集（2）》期刊2019-10-22）
张田野,孙智,孙建红,张书晔,许常悦[2]（2019）在《冲压空气引射进气道流场数值模拟》一文中研究指出飞机空调冷却系统通过冲压空气进气道引入冷却空气。为了给飞机电子设备散热提供更大的冲压空气引气量,考虑在冲压空气进气道中安装引射器。针对5和10 km两种飞行高度,采用数值方法研究了飞行马赫数为0.2～1.2的冲压空气进气道以及冲压引射进气道流场。研究结果表明,在同一高度上,冲压引射进气道内的质量流量增比随着飞行马赫数的增大而减小。在低空低速时(飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.2),引射器对增加引气量的效果较好,冲压空气进气道内引气量提升约为96.87%。本文的冲压空气引射进气道研究可以为飞机空调冷却装置的改进提供理论参考。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2019年04期）
程林,杨晓强,贺强[3]（2019）在《超声速客机轴对称气动可调进气道流场特性仿真研究》一文中研究指出设计了一种依靠进气道内通道高压气流进行流体控制的轴对称超声速客机可调进气道,文章给出了进气道的具体设计参数。而后运用Fluent软件进行流场仿真分析,得到了进气道工作范围(马赫数4-6)内7种工况的工作特性,并与传统不可调轴对称超声速进气道进行对比,综合评价其性能收益。结果表明:该轴对称流体式可调进气道在低于设计马赫数时,进气道主要性能参数(总压恢复系数及流量系数)相较传统定几何不可调进气道均有较大的提升,对进气道低速性能提升明显。(本文来源于《科技创新与应用》期刊2019年19期）
郭晨阳,田晓平[4]（2019）在《不同类型测量耙对进气道流场影响的研究》一文中研究指出在评价飞机进气道与发动机相容性时,通常需要在进气道出口和发动机进口之间安装测量耙,来获得进气道出口的气动参数。本文针对5种类型的进气道测量耙,研究其对进气道的阻塞作用,通过数值模拟的方法,得出不同测量耙对进气道流量、出口总压、出口马赫数及低压区面积的影响,找出了相对较优的测量耙构型,对后续测量耙设计有一定的指导意义。(本文来源于《中国科技信息》期刊2019年12期）
贾洪印,周桂宇,唐静,吴晓军,马明生[5]（2019）在《带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律》一文中研究指出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。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2019年03期）
万冰[6]（2019）在《Ma3可调进气道及火箭射流影响的流场演化》一文中研究指出采用吸气式动力的高超声速飞行器具有广泛的军事及民用航天应用背景。吸气式高超声速飞行器的飞行包线十分宽广,其速域跨越亚、跨、超和高超声速,须采用包括高超声速冲压发动机的组合动力装置。典型的组合动力包括火箭基组合循环(RBCC)、涡轮基组合循环(TBCC)以及涡轮、火箭与冲压的叁组合循环(T/RBCC)。因而,RBCC对实现高超声速飞行至关重要。RBCC在飞行器加速过程中,会经历多个模态。一般将RBCC区分为四种工作模态,即引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态、纯火箭模态。其中引射模态包括纯引射模态和引射冲压模态。亚燃冲压模态、超燃冲压模态即双模态冲压发动机的两种运行模态,已经有很好的研究成果。纯引射模态虽然得到大量研究,但与高超声速飞行器条件相符(即含合理的超声速进气道)的研究非常少,同样,含有合理超声速进气道的引射冲压模态的研究也屈指可数。为获得RBCC进气道在火箭射流影响下的流场特征与演化,本文采用数值模拟方法开展研究。首先,研究确定了Ma3矩形混压可调进气道方案。确定了约束喉道气流方向的无黏波系设计方法,使气流在外压段和内压段的压缩激波强度分别满足等波强原则,可以获得较好的性能。采用固定唇口和第一级楔角,调节第二级压缩面的可调方案,研究了第一、二级楔角对进气道性能的影响,确定了设计点马赫数为3的构型方案。设计研究的结果还表明,按照经典简化抽象流场做出的无黏方案,在实际的黏性条件下,将造成喉道流通能力不足,进气道不能获得无黏设计期望的波系,应采取流道面积补偿措施。在所研究的条件下,飞行马赫数为2及2.5时,面积补偿率在10%左右,飞行马赫数为3时,面积补偿率要高于30%。研究还发现,喉道区始终因黏性层的存在,在内压缩激波入射位置产生分离区,在流通能力足够的进气道喉道区获得与非受限流一致的流场特征,在流通能力不够的进气道喉道区获得与非受限流不一致的流场特征,这种关系揭示,在黏性作用下,存在流场结构适应流通能力需求而发生的调节、反馈,进而形成新的流场结构。研究了进气道在超额定工况的流场特性。进气道工作在超额定工况时,外压缩激波与唇口激波相交,交点处产生滑移层,随着马赫数的增加,滑移层向核心流区移动。高反压作用下,滑移层与壁面距离增加,由于滑移层固有的不稳定性,导致内压缩段流场出现一定范围的振荡。调节第二楔角,使第二外压缩波避免与唇口激波相交于内流道部分,可有效消除高反压作用下的内流场振荡现象。研究了进气道在限流作用(反压)下的流场演化与特征。描述了黏性条件下混压进气道的超临界、临界、亚临界工况特征。随限流度增加,反压诱导激波串向上游移动。当激波串前锋激波未影响到喉道流动时,为超临界工况;当激波串的前锋激波影响到喉道与内压缩段流动,但唇口激波尚未脱体时,为临界工况,临界工况是一个范围(而不是与简化抽象流场模型所表述的是跳跃性的);当唇口激波脱体时,为亚临界工况。在临界工况,虽然内流道可能存在流场的轻微振荡,但不影响流量捕获能力,且总压恢复有一定提升,这个特点为扩展进气道工作范围提供了可能性。分析了非稳态临界工况内流道流场振荡机制,结果表明,第一喉道和第二喉道交替限流(即在两个喉道处交替产生雍塞状态),进出口流量无法平衡造成了流场振荡。系统分析、比较了单喉道限流与双喉道限流现象。下游喷管限流度增加(双喉道构型)与减小进气道喉道面积或降低飞行马赫数(单喉道构型)具有类似的流场演变,即依次工作在超临界、临界、亚临界工况。但发生单喉道限流时,可以获得稳定的深度亚临界工况;而双喉道构型在形成双喉道限流时(第一喉道和第二喉道交替限流),亚临界工况表现为喘振。因而亚临界工况的模拟需考虑与真实流动对应,正确选择反压施加的方式。提出总焓值比H_(0,mix)/H_(0,air)是表征RBCC流道中火箭射流对进气道影响的关键因素。在马赫数3条件下,在二维和叁维RBCC流道内研究了不可续燃火箭射流与进气道联合工作的特性。二维构型的结果表明,当射流总压不太大、混合较好时,总焓值比H_(0,mix)/H_(0,air)相同,流场特征十分相似,证明总焓值比是主要影响因素;随着H_(0,mix)/H_(0,air)增加,流道堵塞的程度增强(限流度增大)。给定总焓值比,增加第一等面积段高度或增加混合室长度,有利于实现更好的掺混,掺混越好、损失越大,尾喷管喉道限流作用增强。叁维构型与二维构型相似,随着H_(0,mix)/H_(0,air)增加,下游流道堵塞度增加;但叁维构型由于能在展向掺混,比二维构型获得更好的掺混效果,在相近的H_(0,mix)/H_(0,air)下获得更大的限流度。马赫数3条件下,发动机工作在火箭增强冲压模态。本工作产生叁个创新点,一是根据黏性条件下混压进气道的流场演化描述了超临界、临界、亚临界工况特征,拓展了对临界工况的认识;二是分析了单喉道与双喉道限流现象和特征,发现双喉道构型的第一喉道和第二喉道交替限流是导致入口段流场振荡原因;叁是提出并证明总焓值比H_(0,mix)/H_(0,air)是表征RBCC流道中火箭射流对进气道的影响的关键因素。下一步将对CFD模拟分析的结果进行试验验证。(本文来源于《军事科学院》期刊2019-06-10）
王金金,查柏林,张炜,惠哲,苏庆东[7]（2019）在《进气道结构对固体冲压发动机补燃室燃烧及内壁流场的影响》一文中研究指出为研究进气道结构对固体冲压发动机补燃室燃烧及内壁烧蚀的影响,采用标准k-ε湍流模型,单步涡耗散燃烧模型与KING硼粒子点火燃烧模型,开展了双下侧90°进气结构和双侧180°进气结构固体冲压发动机补燃室内燃气燃烧数值模拟,对比分析了补燃室燃气燃烧流场特征和内壁烧蚀环境特征。结果表明:双侧180°进气结构在补燃室中形成大漩涡,有利于燃气与空气的掺混燃烧,至补燃室出口位置,总燃烧效率超过90%,且该结构有效减少了粒子对内壁的冲刷侵蚀;在双下侧90°进气结构补燃室中,凝聚相粒子和燃气贴近补燃室一侧运动,导致氧气浓度和温度分布不均,不利于燃气的掺混燃烧,总燃烧效率为74%,在远离补燃室进气道一侧形成高温热烧蚀、高浓度粒子侵蚀、高速射流冲刷和热应力集中的综合破坏;双侧180°进气结构的固体冲压发动机补燃室总体性能优于双下侧90°进气结构的冲压发动机补燃室。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2019年05期）
黄晓冬,袁银男,谢天驰,徐明伟[8]（2019）在《气道和燃烧室形状对汽油机缸内流场影响的计算研究》一文中研究指出为探究气道及燃烧室形状对汽油机缸内流场的影响,以某1.4L多点进气道喷射(MPI)汽油机为研究对象,利用AVL-FIRE软件对原机进气道形状进行稳态数值模拟计算,并对原汽油机在2 800r/min最低比油耗工况点进气及燃烧过程进行瞬态数值模拟计算。基于计算结果对进气道及燃烧室形状进行优化设计,提出4种计算方案,对优化前后各计算方案的缸内速度场、湍动能场、火焰前锋面密度和瞬时放热率进行对比分析。结果显示:改进气道的滚流比明显高于原机气道;结合改进气道,进气侧凸起活塞能够更好地维持滚流;在点火时刻,改进气道结合进气侧凸起活塞这一计算方案的缸内湍流分布及湍动能优于改进气道结合大曲率凹坑活塞、原机气道结合原机活塞(压缩比12)与原机计算方案,点火后火焰传播速度最大,燃烧速度最快。优化进气道及燃烧室形状能够加强缸内气流运动,提高点火时刻缸内湍流强度,加速火焰传播,改善燃烧过程。(本文来源于《内燃机工程》期刊2019年01期）
陈晶晶,吴亚东,田杰,王安正[9]（2019）在《侧风条件下进气道流场及地面吸入涡特征研究》一文中研究指出采用数值模拟与试验方法对大涵道比发动机进气道缩比模型在地面侧风工况下的流场特性进行了研究分析,同时考虑了侧风与地面吸入涡对进气道流场的影响,以及侧风对吸入涡强度的影响,在此基础上解释并分析了侧风对进气道流场的双重影响作用。研究结果发现:根据吸入涡在侧风影响下的生成特性,以及吸入涡和侧风因素对进气道流场作用程度的不同,吸入涡从稳定状态到被侧风吹除的过程中存在叁个阶段,吹除起始阶段、迅速吹除阶段和吹除完成阶段,并且发动机进气道吸入速度越大,对应这一过程的起始吹除速度和完全吹除速度越大,但相应的速度比基本不变;在吸入涡被完全吹除之前,侧风通过对吸入涡强度的影响对进气道流场产生双重作用,在吹除起始阶段和吹除完成阶段,侧风的影响对进气道流场起主导作用,与无地面工况类似,进气畸变随着侧风速度的增大而增大,在迅速吹除阶段,吸入涡的影响对进气道流场起主导作用,进气畸变随着侧风速度的增大而减小。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年01期）
辜天来[10]（2019）在《进气道变形对流场结构及起动性能的影响分析》一文中研究指出进气道作为飞行器前体与冲压发动机相互耦合的关键部件,与自由来流空气直接接触,其基本作用是在不同工作条件下均可高效地捕获并压缩足质、足量空气作为氧化剂,供发动机燃烧产生推力使用。实际工程应用中,由于飞行器前体已经提供了对空气的一部分预压缩,进气道通常要与飞行器前体进行一体化设计。评价一款进气道性能是否良好的主要指标包括流场参数性能、马赫数/姿态角工作范围、抗反压能力、自起动特性、与前体一体化匹配程度、几何尺寸、结构重量、热防护难度等,一般而言,进气道在设计状态下性能最优、在偏离设计状态时性能逐步变差,而实际飞行状态下由于不确定因素众多、环境复杂,进气道性能则会在较大范围内产生波动,其中具体包括真实来流条件与地面预测的差异(如雷诺数、湍流度、噪声等)、风场条件及姿控能力带来的的姿态偏差、进气道受力/热产生结构烧蚀或变形等。针对这些工程性问题,本文选择了进气道受力/热产生结构变形作为研究对象,开展了变形后影响进气道流场及起动性能的相关研究,拟为后续进一步深入认识进气道流场变化规律及工程研制提供技术参考。飞行器在实际飞行过程中,弹道范围内存在严酷的气动力/热载荷环境,进气道典型部位如进气道唇罩区域,由于波系结构复杂、激波与激波、激波与边界层相互之间干扰严重,尤其当进气道发生不起动时,气流阻塞在进口附近并伴随着强烈的非定常效应,局部的气动力/热载荷迅速增加,将很可能引起进气道唇口的局部膨胀及弯折变形。从进气道结构温度场及静强度分析仿真结果上来看,进气道变形的主要表现可见于唇罩部位叁维位移,包括轴向前伸变形、法向下移变形和侧向加宽变形,其中法向下移呈现了一定弧度的非线性弯折。针对该现象,本文选取了部分典型马赫数状态下的进气道变形状态,取各向变形的主要尺寸进行了进气道模型的CAD重建,针对进气道变形构型,开展了不同马赫数、不同攻角条件下的流场结构仿真,分析了包括攻角起动边界变化、波系结构变化、沿程压力分布变化、抗反压能力变化等现象规律,同时,开展了部分对应马赫数下的进气道性能风洞试验,对仿真结果在一定程度上进行了验证。本文的研究对象为某二元叁楔进气道,设计条件为高度26km、马赫数6,叁楔压缩角分别为6°、5.5°和3°,进气道总收缩比为6.6,以唇口前缘计算的内收缩比为2.1、以溢流口位臵计算的内收缩比为1.3,进气道与类乘波前体进行一体化设计,并与随后的轻微扩张隔离段共同组成进气系统一体化模型。针对进气系统模型的流场仿真,本文采用了商业CFD仿真软件,湍流模型选择为双方程标准k-?模型,流体介质为空气,选择理想气体模型,粘性系数以Sutherland Law进行计算、比热比为随温度变化的拟合式,选择二阶迎风离散格式及AUSM空间格式,计算域进出口边界条件分别设臵为远场自由来流和压力出口边界,以残差至少下降2～3个数量级、喉道及出口截面压力值稳定且流量差在1%以下为收敛标准。该计算方法的正确性及准确度已经过前期多轮仿真研究的验证,并通过此次风洞试验进行了进一步的校验。以原进气系统模型为基准,忽略进气道唇罩侧向加宽的变形量,主要开展了轴向和法向组合变形(Δx,Δy)=(-3.3,-5.1)、(-7.5,-6.6)mm两种变形状态下的进气道模型CAD重建,其中,轴向主要为热变形膨胀导致的前伸量、法向主要为力载荷作用下的下移量,二者均在一定程度上增大了进气道的内收缩比。随后针对叁种进气道模型,分别划分了半模的全结构化网格,网格总量约为400万,具体开展了马赫数4和马赫数6、攻角-4°～8°条件下的叁维流场仿真,并在对应状态分别开展了通流(无反压)及施加反压状态下的流场对比,主要为获取进气系统在不同马赫数和攻角条件下的抗反压能力。通过对比各个状态下的数值仿真结果,组合变形量(Δx,Δy)=(-3.3,-5.1)mm进气道构型在马赫数4和6、不同攻角条件下的流场结构相比于无变形构型无明显差别,定性上看部分非设计状态下由于唇口激波与边界层干扰在肩部产生了局部流动分离,发生变形后该分离区仅有很小幅度增长,且对进气系统流场参数影响亦很小,如增压比、温升比、总压恢复系数、出口马赫数等,变化差量均在2%以内,仅流量系数由于捕获面积增大,在马赫数4、攻角0度增长约为7%,在马赫数6、攻角0度时增长约为3%,同时,仿真表明原进气系统构型在马赫数4和马赫数6、攻角0度条件下的抗反压能力分别为自由来流静压的70倍和160倍左右,而该变形量对进气系统的抗反压能力影响均不大,在5%以内。相较之下,组合变形量(Δx,Δy)=(-7.5,-6.6)mm对进气道起动性能的影响较大,原构型进气系统在攻角8度时仍为起动状态,但变形后则发生了不起动,表明该变形量一定程度上影响了进气系统的攻角起动边界,究其原因,一方面是由于该变形量引起内收缩比由2.1增加到了2.23,进气道几何本身决定的起动能力有所减弱,另一方面,唇口在轴向前伸的同时法向下移,唇口激波打在肩部的位臵略有前移且强度略有增加,导致激波边界层干扰引起的流动分离明显扩大,在较大攻角8度条件下,当地边界层附近逆压梯度不足以克服流动分离引起的压力跃升,进而导致进气道出现了不起动现象。本次开展的风洞试验中进气道模型缩比为0.4,进气道唇罩设计为可替换件,其中变形件相对于原唇罩的区别在于存在轴向前伸2mm的位移量,主要开展了攻角起动特性、反压特性和自起动特性的试验吹风。通过试验过程中的纹影录像,以溢流口是否出现明显不起动波系及侧向溢流为起动/不起动判断的定性标准,对比无变形状态,与数值仿真结果一致,进气道在马赫数4时的攻角起动边界由8度下降为6度,通过分析试验获得的进气道上/下壁面沿程压力数据,也证明了该结论;与此同时,变节流锥位臵模拟出口反压的反压特性试验中,攻角0°、4°条件下,进气道唇罩变形前后的抗反压能力(即极限反压比,为隔离段出口压力与来流静压之比)无明显变化,但进气道喉道至隔离段出口的壁面中心线上沿程压力分布略有差异,主要为压力曲线的波峰和波谷位臵,表明唇口激波与内通道边界层之间的干扰情况发生了变化。(本文来源于《北京力学会第二十五届学术年会会议论文集》期刊2019-01-06）
气道流场论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
飞机空调冷却系统通过冲压空气进气道引入冷却空气。为了给飞机电子设备散热提供更大的冲压空气引气量,考虑在冲压空气进气道中安装引射器。针对5和10 km两种飞行高度,采用数值方法研究了飞行马赫数为0.2～1.2的冲压空气进气道以及冲压引射进气道流场。研究结果表明,在同一高度上,冲压引射进气道内的质量流量增比随着飞行马赫数的增大而减小。在低空低速时(飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.2),引射器对增加引气量的效果较好,冲压空气进气道内引气量提升约为96.87%。本文的冲压空气引射进气道研究可以为飞机空调冷却装置的改进提供理论参考。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
气道流场论文参考文献
[1].包广元,张韦,陈朝辉,蒋倩昱.柴油机螺旋气道可视化油流法稳流测试及缸内流场演化历程分析[C].2019中国汽车工程学会年会论文集（2）.2019
[2].张田野,孙智,孙建红,张书晔,许常悦.冲压空气引射进气道流场数值模拟[J].南京航空航天大学学报.2019
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[4].郭晨阳,田晓平.不同类型测量耙对进气道流场影响的研究[J].中国科技信息.2019
[5].贾洪印,周桂宇,唐静,吴晓军,马明生.带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律[J].西北工业大学学报.2019
[6].万冰.Ma3可调进气道及火箭射流影响的流场演化[D].军事科学院.2019
[7].王金金,查柏林,张炜,惠哲,苏庆东.进气道结构对固体冲压发动机补燃室燃烧及内壁流场的影响[J].北京航空航天大学学报.2019
[8].黄晓冬,袁银男,谢天驰,徐明伟.气道和燃烧室形状对汽油机缸内流场影响的计算研究[J].内燃机工程.2019
[9].陈晶晶,吴亚东,田杰,王安正.侧风条件下进气道流场及地面吸入涡特征研究[J].航空动力学报.2019
[10].辜天来.进气道变形对流场结构及起动性能的影响分析[C].北京力学会第二十五届学术年会会议论文集.2019