进气道

摘要： 吸气式高速飞行器具有重要的战略价值,高性能的推进装置始终是高速飞行器领域的核心问题。基于连续旋转爆震构建的推进系统,与当前基于布雷顿循环构建的推进系统相比,具有显著的性能优势,可以弥补当前推进系统造成的"推力陷阱"问题,有望助力高速飞行器取得长远发展。本文总结了连续旋转爆震燃烧过程与分析模型,以及基于连续旋转爆震构建的推进系统的性能优势与研究进展。进一步,针对连续旋转爆震冲压发动机,讨论了本质非定常燃烧室对发动机进气道与尾喷管的设计要求与需求,介绍了进气道抵抗压力波反传的措施,并进行了数值分析,证明了相关措施的可行性。最后展望了采用基于连续旋转爆震构建的推进系统的发展前景。

摘要： 针对某型APU需重新设计独立式进气道的要求,本文阐述了影响进气道性能的主要因素,并对APU进气道数值计算方法进行了介绍。根据APU进气口位置及舱内空间,分别设计了腹下埋入式进气道及侧向皮托式进气道,并对其进行了数值模拟。根据计算结果,侧向皮托式进气道的气动性能更好,且满足该型APU设计要求。

摘要： 基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

摘要： 发展了最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化乘波体进气道设计新方法,给出了一个设计实例,评估了新型一体化前体进气道在典型状态下的流场结构和性能,验证了设计方法的正确性。文中首先介绍并验证了基于最小阻力理论或其他优化方法的最小波阻锥导乘波体的设计方法,然后介绍了内锥基准流场的设计过程,进一步介绍了流线追踪三维内转式进气道同最小波阻锥导乘波体的一体化设计方法,并对一体化构型在设计状态下的流场结构和流动参数进行了分析评估,结果符合预期。最后评估了新型一体化前体进气道在非设计条件下的性能,结果显示其具有较高的压缩进气效率。这种新型最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化设计技术,丰富了吸气式高超飞行器的一体化布局方案,可为后续吸气式高超飞行器一体化布局提供设计方法支撑。

摘要： 本文探讨了空气进气畸变指数对双水平进气布局固体火箭冲压发动机补燃室的性能影响。由于在不同工作姿态下,固体火箭冲压发动机进气道出口截面的流场结构不同,设计对应不同进气道流场结构的空气进气畸变模拟装置。根据进气畸变图谱形状和畸变指数两个重要因素进行方案设计,并采用数值计算的方法,对不同空气畸变图谱、进气堵塞比的补燃室掺混燃烧性能进行仿真分析。结果表明,相对于基准工况,随着堵塞比的增大,补燃室的总压恢复系数呈现出先小幅减小后快速减小的趋势;在相同畸变图谱下,随着堵塞比的增大,补燃室温升效率基本呈现先小幅减小后增大的趋势,且堵塞比在42%时温升效率均低于无畸变情况下的基准工况。

摘要： 为提高结构承载能力,对某型飞机复合材料进气道结构进行承载能力分析,在此基础上,分析进气道复合材料铺层的优化模型;采用遗传优化算法,运用HYPERWORKS分析软件,以复合材料铺层角度为设计变量,以进气道整体结构的应变能最小值为优化目标,进行优化分析。结合HYPERWORKS对优化后的分析结果及试验验证,表明对铺层角度进行优化设计能够增强结构的承载能力,为复合材料进气道研制工作提供一定的参考。

摘要： 本文对某型涡桨发动机地面台架进气道进行了两种方案设计,并且运用数值模拟手段对两种方案模型进行了不同流量工况下的数值计算,对比分析结果表明方案2模型要优于方案1:(1)方案2模型进气道下型面具有更小的低速区范围,流道内部流场分布更加均匀;(2)方案2模型在进气机匣出口截面处具有更小的畸变指数;(3)在大流量工况时,方案2模型的总压恢复系数略大于方案1,在最大流量工况有所提高;(4)方案2模型在进气机匣出口处的马赫数略大于方案1。

摘要： MRO企业迫切需要一种新式维修方案,来减少人力成本和航材成本。传统的民航部件深度修理单位在执行A320/V2500发动机进气道部件修理工作时,需要耗费大量的人力工时成本和航材成本。为协助MRO企业得到新式的维修方案,对原有方案进行创新,针对进气道消音钢网分层损伤,研究探索并分别设计出经济高效的深度拆解及组装方法,使得维修工时与材料耗费显著降低。

摘要： 通过AVL FIRE软件仿真分析了利用Creo绘制的发动机进气道模型,以3D打印的气道芯盒及AVL Tippelmann台架试验进行了辅助验证,研究了汽油发动机进气道不同参数对流量系数、滚流比的影响。通过不同进气道参数的匹配,选出了一款性能优良的进气道。

摘要： 以含20%的短碳纤维增强聚醚醚酮树脂为主要原料,采用注塑成型的方法制备了进气道及试片。通过对材料力学性能、微观形貌、进气道CT无损检测、内型面三坐标进行分析,结果表明:按照给定的工艺参数注塑成型,复合材料的抗拉强度达208 MPa、拉伸模量16.7 GPa、冲压式剪切强度100 MPa,碳纤维在树脂基体中分布均匀,进气道本体材料内部缺陷较少,进气道内外型面光滑、尺寸精度较高。

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 本文介绍了抗鸟撞常用的分析方法,并采用金属平板实验对有限元模型进行了验证.同时开展了复合和金属混杂结构的发动机短舱进气道和复材吊挂前缘的鸟撞仿真分析,通过开展鸟撞分析确定鸟撞危险点,选取危险点进行鸟撞试验件的制造,最后通过发动机短舱进气道和吊挂前缘的鸟撞试验,验证了抗鸟撞的结构设计和有限元模型.

摘要： 以某款均质混合气燃烧模式的增压直喷汽油机(GDI)的米勒循环发动机为例,通过对气道形状的改变,研究缸内流动对滚流比及湍动能的影响,结果表明在额定功率工况,滚流比和湍动能均有较大提高,进气道对缸内流动有较大影响.

摘要： 本文介绍了为某一重型卡车开发的逆流式旋流管进气道,根据要求的边界和性能进行方案设计,并对设计过程加以分析说明.总之，将逆流式旋流管布置到进气道中，可以节省沙漠空滤器在整车上的布置空间，为以后重卡排放升级提供更好的进气系统方案。

摘要： 本文应用三维CFD仿真软件CONVERGE,进行了进气道喷水对GDI汽油机燃烧及排放性能影响的仿真研究.在模拟计算中,喷水时刻类似于PFI汽油机的喷油时刻,在排气上止点前60°CA,汽油喷入缸内的时刻在进气冲程中(-300～-255°CA).研究结果表明:在中等转速高负荷工况下,喷入一定量的水之后,发动机的缸内峰值压力和最高平均燃烧温度均下降,燃烧过程推迟.随着喷水量增加,NOx排放量降低,最大降低57.1％;CO排放量没有明显变化,略微增加;HC排放量先降低很升高,在WA25时急剧上升;Soot排放量先降低后升高,在WA25急剧上升.

摘要： 本文用CFD方法系统研究了某汽油机进气道在气道位置偏移、座圈上下移动、入口面积变化、气道角度变化及气道不对称性等因素对流通性能的影响.分析结果表明,进气道在位置发生偏移时,气道的流量系数和滚流强度会发生变化,变化程度与偏移组合有关;座圈与气道整体在燃烧室进气斜面上平移,对滚流比影响微弱,对流通能力没有任何影响;气道入口面积变化对滚流比和流通能力有较明显的影响,根据滚流比目标决定气道入口面积的选择;进气道与进气门中心线之间角度是影响进气道滚流比高低的关键因素,合理选择这一角度可得到综合性能更优的进气道;气道本身在手工开发中造成的形状不对称在缸内产生偏转涡流,会造成滚流比的降低,同时也对动态缸内流动造成影响.

摘要： 本文针对某增压直喷发动机试验开发过程中批量生产的气缸盖出现进气道性能下降,展开了对进气道性能生产一致性的排查和分析.结果表明:批量生产中气道形状轮廓尺寸易于得到保障,气道偏移是造成气道性能一致性较差的主要原因.并通过将气道砂芯定位方式由分体式改为整体式,有效降低了同一缸盖各缸气道平均滚流比的最大偏差达50％左右,从而保证了缸盖气道性能一致性,达到了工程目标的±5％.

摘要： 采用STAR-CCM+对某汽油机进气道进行稳态CFD仿真,通过研究进气道结构对流量系数和滚流比的影响,对进气道进行优化.结果表明:喉口形状对流量系数的影响较大,对滚流比(气门升程大于4mm时)的影响较小;进口角对滚流比也有很大的影响,适当增加进口角可以提高滚流比,这主要归因于增大了喉口上侧的进气量,从而促进气缸内形成顺时针滚流.

摘要： 结合大型民用客机的具体设计工况,选取大侧风状态下的大型民用客机低速构型为研究对象进行数值模拟,给出了在侧风条件下左右发动机短舱外罩和进气道的流场特性,对比了由于机身和地面的存在导致的左右发动机短舱周围流场的差别,分析了左右发动机短舱外罩和进气道气动特性的差别.研究结果表明:在近地面工作状态下,产生的吸入涡可能会使进气道的侧风容限降低;机身的存在会导致左右两个发动机进气道的气动特性呈现明显的差别,靠近来流方向进气道在270度站位处流动分离风险高、风扇面的总压畸变系数增大风险高.

摘要： 基于光学单缸机测试系统、进气道三维流场(3D-PIV)测试装置和定容弹喷雾试验台组成的缸内直喷汽油机燃烧系统可视化开发平台,开发设计出了高性能的进气道,在综合考虑燃烧结构和活塞顶面形状设计布置的基础上,匹配出了优化的喷雾靶点.对所设计的燃烧系统进行了光学单缸机试验和热力学多缸机试验验证.结果表明,进气道组织的高滚流,经燃烧室引导后对喷雾油束有强烈的弯卷作用,极大促进了均质混合气的形成;紧凑型喷雾靶点的设计有效避免的喷雾油束与壁面的碰撞,减少了机油稀释率和起燃工况HC排放;所设计的燃烧系统搭载2.0TGDI发动机实现了86kW/L、最大扭矩380N·m、排放较低的性能指标.

摘要： 本发明涉及一种复合材料进气道制备方法及复合材料进气道。该制备方法包括如下步骤：a)、在阴模上铺贴至少一层预浸料，形成预浸料层；b)、在预浸料层内放置气囊，并完成合模；c)、向气囊内充气至预设压力，将预浸料层挤压于气囊的外表面与阴模的内表面之间；d)、将步骤c)中合模后的模具整体进行固化处理；e)、泄掉气囊内压力，并进行开模，脱出制备的复合材料进气道坯体。本发明通过该制备方法制备的复合材料进气道可应用于例如飞艇等浮空器上具有质量轻，加工难度低，耐候性强等优点，可以在提高浮空器的续航能力。

摘要： 本发明提供一种进气道反压装置。所述反压装置位于所述进气道的隔离段与下游出口之间，所述反压装置包括：高压进气孔、至少两个集气腔、射流孔、电子控制减压阀、高压气源腔、计算机控制系统、同步器、电磁减压阀控制信号线以及集气腔压力反馈信号线。其中：所述高压气源腔经由所述高压进气孔向所述集气腔提供高压气源，并且由位于所述高压气源腔上的所述电子控制减压阀来控制所述高压气源的射流；所述集气腔的内壁设置有所述射流孔，通过所述射流孔喷射所述高压气源；所述集气腔内部为连通结构，所述连通结构内各处气压相等。

摘要： 本发明涉及用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼。一种用于在设计马赫数和非设计马赫数二者处的有效操作的引擎进气道，其中进气道具有卡尔特配置，其中进气道上的有效前缘从与额定的马赫数激波对齐的缩回位置旋转延伸到与非设计马赫数激波对齐的延伸位置。

摘要： 本发明公开了一种模拟进气道和风扇耦合作用的进气道试验装置。该进气道试验装置包括顺序连接的进气道、支杆和长传动轴空气马达；支杆位于进气道内腔的中心轴线上，支杆的杆体前端依次套装有静子和环式支架；环式支架的前锥安装有支撑并固定进气道的十字支架；支杆的杆体后端伸出进气道固定连接长传动轴空气马达的壳体；长传动轴空气马达的长传动轴从后至前依次穿过支杆的杆体和进气道，与进气道内腔前部的风扇的转轴固定连接，长传动轴空气马达的高压空气涡轮驱动长传动轴带动风扇转动。该进气道试验装置用于进气道初步设计和详细设计阶段的气动性能评估，解决现有进气道试验设备进气量不足、不能模拟进气道和风扇耦合作用、模型尺度偏小问题。

摘要： 本发明公开了一种具有双稳态结构的飞机进气道，同时涉及该双稳态进气道的设计方法，所述的双稳态结构区域根据飞机进气道的不同形式进行不同形式的设置，当飞机具有独立的进气管道时，所述的双稳态结构可设置在进气管道壁上；当飞机的进气区域由进气道外罩和机身鼓包型面给成时，所述的双稳态结构可设置在机身鼓包型面的鼓包区域。所述的设计方法对双稳态结构区域进行设计，最终确定其结构参数。本发明的具有双稳态可变形结构的进气道，实现进气道例如鼓包进气道压缩型面的局部凹凸变形，从而改变进气道喉道面积，解决了鼓包进气道压缩型面不可调问题，使得飞机在不同飞行状态下都能具有最佳进气道性能和进发匹配特性。

摘要： 本发明公开了一种进气道防水格栅及进气道总成，属于重型汽车零部件技术领域，包括格栅体和扣板，所述格栅体通过骨架固定在扣板内侧，所述格栅体倾斜并与扣板组成“人”字形结构，所述格栅体包括垂直交叉设置的横格栅和竖格栅，横格栅和竖格栅组成网格状结构，形成进气空间，格栅体与扣板组成的“人”字形结构，可以使得格栅体倾斜方向与进气道进口倾斜方向相反，本结构可有效防止外界水分进入进气系统，提升进气道水分离效率，同时本发明提供的进气道总成左右均可装配，提高了产品的模块化程度。

摘要： 本发明公开了一种进气道转接段及具有转接段的进气道。该转接段上设有泄压口，经过泄压口一定程度的泄流，可以有效避免通过进气道盖板周围缝隙进入发动机内的气流在通道内产生拥堵，造成危害飞行器的强烈非定常现象；同时提供了该转接段的设计方法，通过考虑了气流经过进气道堵板缝隙进入通道内产生的掺混损失、管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失、下游高压产生的激波损失的计算公式快速估算泄压孔面积。基于本方案设计的转接段可以有效避免飞行器加速段推进系统流道内压力脉动，保证飞行安全。本方法设计灵活、易实现。

摘要： 本发明提供了一种进气道转弯段优化设计方法及进气道，该方法包括：建立内流道转弯段型面求解坐标系XOY；构建正弦函数以求解内流道转弯段第一型面特征曲线A0An；优化内流道转弯段第一型面特征曲线A0An；对内流道转弯段第一型面特征曲线A0An进行离散以求解内流道转弯段第二型面特征曲线B0Bn；优化内流道转弯段第二型面特征曲线B0Bn；对位于坐标系XOY下的内流道转弯段第一型面特征曲线A0An和内流道转弯段第二型面特征曲线B0Bn进行坐标转换以求得位于进气道全局坐标系X1O1Y1下的内流道转弯段第一型面特征曲线A0An和内流道转弯段第二型面特征曲线B0Bn。应用本发明的技术方案，以缓解现有技术中存在的进气道转弯段内阻大、出口流场畸变指数高以及转弯段气流分离问题。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器发动机(6)的短舱(1)的进气道(3)，所述进气道(3)包括连接大致圆柱形内壁(32)和大致圆柱形外壁(33)的前唇(31)，所述进气道包括至少一个包括声学单元(41)的声学结构(40)，所述声学结构(40)位于由所述内壁(32)、所述外壁(33)和所述前唇(31)界定的空间(50)中，所述进气道(3)的特征在于，所述声学结构(40)是通过固定装置(60)固定到所述进气道(3)的附加部件，所述声学结构(40)的声学单元以预定距离(d)面向所述内壁(32)和/或所述唇(31)的区域布置，所述预定距离(d)被配置成使得所述声学结构(40)的声学单元(41)在确保声学衰减功能的同时不与所述内壁(32)和/或所述唇(31)接触。

摘要： 本实用新型提供一种进气道装置、进气道组件及车辆。该装置包括：进气道本体、格栅和挡板，进气道本体包括进气口、出气口以及连通进气口和出气口的U型连接部，格栅设置于进气口，挡板设置于进气道本体内部且临近于进气口的位置。采用本实用新型的进气道装置，进气道结构简单、紧凑，占用空间小，安装简单，灰尘、雨水分离效果好，性能优良。本实用新型还提供一种进气道组件，该进气道组件兼具普通进气道和空滤器的双重功能，灰尘、雨水分离效果好，结构简单，性能优良。