进气道流场控制技术研究进展
Ｓ ｕ ｍ Ｎｏ － ３ ３ １
进 气道 流场控 制技 术研 究进 展
方传波 ，夏智勋，胡建新 ，游 进
（ 国 防 科 技 大 学 航 天 科 学 与 工 程 学 院 ，长 沙 ，４ １ ０ ０ ７ ３ ）
摘要 ： 综述 了国 内外在 进 气道 流场控制 技术领 域 的最新研 究 动态 ，详 细介 绍 了各种 流动控 制技 术在进 气道 流场控 制
入 外 罩唇 口 内壁 面 ，并不 断 反射 ，使 得进 气 道 的总 压
于传 统 的机械 式 调节 方 式 ，流 动控 制 技术 具有 结 构 简 单 、 附加 质量 小 等优 点 ， 能够满 足 弹用 武 器系 统 体积 小、质 量轻 的要 求 ，具有 广泛 的应 用前 景 。
１ 流 动控 制 技 术 在进 气 道 中 的 应 用
ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｉ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ｅ ｍｐ ｈ ａ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ ａ ｎ ｄ ｉ ｆ ｎ ａ ｌ ｌ ｙ ｔ ｈ ｅ ｐ ｏ ｔ ｅ ｎ ｔ ｉ ａ ｌ ｖ ａ ｌ ｕ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｌ ｅ ｔ ａ ｒ ｅ ｓ ｕ ｇ ｇ ｅ ｓ ｔ ｅ ｄ ． Ｋｅ ｙ Ｗｏ ｒ ｄｓ ： Ｉ ｎ ｌ ｅ ｔ ；Ｆ ｌ ｏ ｗ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｉ ｅ ｓ ； Ｃｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｓ ｍｓ
Ｆａ ｎ ｇ Ｃｈ ｕ ａ ｎ ｂ ｏ， Ｘｉ ａ Ｚｈ ｉ ｘ ｕ ｎ ， Ｈｕ Ｊ ｉ ａ ｎ ｘ ｉ ｎ ， Ｙｏ ｕ Ｊ ｉ ｎ
（ Ｃｏ ｌ ｌ ｅ ｇ ｅ ｏ ｆＡｅ ｒ ｏ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｍａ ｔ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｎａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ Ｕｎ ｉ ｖ ． ｏ ｆＤｅ ｆ ｅ ｎ ｓ ｅ Ｔｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ， Ｃｈ ａ ｎ ｇ ｓ ｈ ａ ， ４１ ０ ０ ７ ３）
流 动 控制 技 术 主要 通过 在 主流 流 体 中添加 附加 的
质量 或动 量 等方 式 来 改变 主流 流体 的流动 状 态 ， 以实
现对 主 流流 体 的控 制 。一 方面 ，定几 何 进气 道在 低 马 赫数 下 流量 系数 不 足 和高 马赫 数 下 总压 损 失增 大 ，使 得流 动控 制 技术 在 进气 道入 口波 系调 节 方 面得 到 了应
用 ；另 一方 面 ，在 控制 进气 道 内外流 场 中 的激波 与 附
损 失较 大 ；ｂ ）高超 声速 进气 道 中存在 激波 与 附面层 的
干 扰 、 附面层 转 捩 、 附面 层分 离等 ，进而 增 大 了流 场 局 部 的热 载 荷 、声 学载 荷 和流 场 畸变 ，影 响燃烧 室 内 燃 气 掺混燃 烧 效果 ；Ｃ ）常规 的混 压式 高超 声速 进气 道 仍 存 在再起 动 问题 。
面层 干 扰诱 发 的分 离和 起 动特 性 、流 场 品质 等 方 面 ， 流动 控制 技 术也有 很 大应 用潜 力 。美 国 ＮＡＳ Ａ 相 关 的
２ ０ １ ４年 第 ２ 期 总第 ３ ３ ｌ 期
文 章编 号 ：１ ０ ０ ４ － ７ １ ８ ２ （ ２ ０ １ ４ ） ０ ２ － ０ ０ ３ ４ — ０ ５
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
ＭＩ Ｓ Ｓ Ｉ Ｌ ＥＳ ＡＮＤ Ｓ Ｐ ＡＣＥ ＶＥＨＩ ＣＬＥＳ
Ｎ Ｏ． ２ ２０１ ４
上 的应用 ，重 点分析 了新兴 流动控 制技术 的特点 和控 制机 理 ，并对其 在进 气道 中应 用 的潜在价 值进 行展望 。
关 键 词 ：进 气 道 ； 流 动 控 制 技 术 ； 控 制 机 理
中图分 类号 ：Ｖ４ ３
文献标 识码 ：Ａ
Ａｄ ｖ ａ ｎ ｃ ｅ ｓ ｉ ｎ Ｉ ｎ ｌ ｅ ｔ Ｆｌ ｏ ｗ Ｃｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｔｅ ｃ ｈｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ
０ 引 言
以吸气 式 发动 机 为动 力 的 高超 声速 飞行 器 大 多数 采 用 结构相 对 简 单 的超 声速 定 几何 进气 道 ，且通 常选 定 飞行 包 络 内某 一典 型 工况 作 为设 计 点进 行激 波 系 的 设 计 。定几 何进 气道 具有 结构 简 单 、可 靠性 高等 优 点 ； 缺 陷是 ：ａ ）在低 于 设计 马赫数 时 ，流 量 系数 下 降、溢 流 阻 力增 大 ，而 在 高 于设 计 马赫 数 时 ，外压 激波 系 打
飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究
飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究高颖;赵海刚;暴鑫;谢静【摘要】以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据.为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究.研究结果表明:在马赫数0.2～0.6,姿态角-20°～20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5％,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2015(015)018【总页数】4页(P235-238)【关键词】飞行试验;进气道与发动机相容性;进气道畸变测量耙;风洞校准试验【作者】高颖;赵海刚;暴鑫;谢静【作者单位】中国航空工业集团公司,中国飞行试验研究院,西安710089;中国航空工业集团公司,中国飞行试验研究院,西安710089;中国航空工业集团公司,中国飞行试验研究院,西安710089;中国航空工业集团公司,中国飞行试验研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V211.7飞行中，任何原因引起的进气道/发动机相容性问题均可造成发动机性能降低、喘振，甚至空中停车等严重的飞行事故。
因此，进气道/发动机相容性考核一直是现代军用飞机、发动机设计定型试飞和民用飞机、发动机合格审定试飞中重要的试验科目之一[1—8]。
作为试飞中测量发动机进口流场品质、流量等关键参数的关键测量设备，可为评估进气道与发动机相容性提供数据依据。
近年来，进气道测量耙已成为国内外试飞工程师重点研究和开发的项目之一。
进气道测量耙的研制包含工艺设计、材料成型，振动强度试验与数值分析，复合材料的研制与加工，气动外形的设计与校准试验[9—11]等不同专业内容，研制难度较大。
高超声速进气道启动问题研究
高超声速进气道启动问题研究一、本文概述随着航空技术的飞速发展，高超声速飞行器作为未来空天一体化的重要组成部分，正日益受到人们的关注。
高超声速进气道作为飞行器的关键部件，其性能的好坏直接影响到飞行器的整体性能。
高超声速进气道启动问题成为了航空领域研究的热点之一。
本文旨在对高超声速进气道启动问题进行深入研究，分析影响其启动的关键因素，探讨提高进气道启动性能的方法。
文章首先介绍了高超声速进气道的基本原理和分类，然后重点分析了进气道启动过程中的气流分离、激波结构变化等关键问题，以及这些问题对进气道启动性能的影响。
在此基础上，文章提出了一些改进进气道启动性能的措施，包括优化进气道设计、改进控制系统等。
文章通过数值模拟和实验研究验证了这些措施的有效性，为高超声速飞行器的设计和优化提供了有益的参考。
二、高超声速进气道的基本原理与分类高超声速进气道是超音速飞行器的关键部件，其主要功能是在高速飞行时，有效地将外界的空气引入发动机，并进行压缩，以满足发动机燃烧室的需求。
进气道设计的好坏直接影响到飞行器的性能与安全性。
基本原理：高超声速进气道的基本原理基于流体动力学。
当飞行器以高超声速飞行时，前方的空气受到强烈的压缩和加热，形成激波。
进气道的设计需要确保这些激波能够稳定地形成，并有效地将压缩后的空气引入发动机。
同时，进气道还需处理由于高速度产生的气流分离、激波振荡等问题，以确保气流的稳定与连续。
分类：根据进气道的设计和工作原理，高超声速进气道主要分为两大类：内进气道和外进气道。
内进气道：内进气道通常位于飞行器的机身或发动机内部。
这种设计能够有效地减少空气阻力，提高飞行器的整体性能。
内进气道的设计复杂，需要精确控制气流的方向和速度，以确保其能够稳定地工作。
外进气道：外进气道位于飞行器的外部，通常与机身或机翼融为一体。
这种设计相对简单，但可能会增加飞行器的空气阻力。
外进气道通常适用于速度较低或需要更大空气流量的场景。
无论是内进气道还是外进气道，都需要经过精心的设计和优化，以确保其在高超声速飞行时能够提供稳定、连续的气流，满足发动机的需求。
飞行器进气道内流动特性分析及气动设计研究
飞行器进气道内流动特性分析及气动设计研究随着飞机技术的不断发展，飞机进气道内的流动特性成为了一个重要的研究领域。
飞行器进气道内的流动特性直接影响飞机的性能和安全。
本文将探讨飞机进气道内的流动特性分析及气动设计研究。
一、进气道内的流动特性进气道内的流动特性受到多种因素的影响，如进气口的形状、进气道的长度、截面形状、进气口周围的环境等。
在实际工程中，进气道内流动特性的分析主要包括以下几个方面。
1.进气口形状的影响进气口的形状对进气道内流动的影响非常大。
合理的进气口形状能够使进气道尽可能地将气流引导至喷管，从而提高发动机的效率。
进气口形状的选择需要根据飞机的不同需求进行优化，例如飞机速度、高度、任务等。
2.进气道长度的影响进气道长度对飞机性能的影响也很大。
进气道长度的设计要根据发动机的需求、进气口的位置及飞机的整体布局进行选择。
在进气道长度过长时，气流会因为阻力而减小，从而导致进气道内压力降低，同时增加了飞机的阻力。
因此，进气道长度应该适中，既能满足发动机的需求，同时又不会增加过多的阻力。
3.进气道截面形状的影响进气道的截面形状也对进气道内的流动特性产生影响。
截面形状会影响气流的速度分布、流动方向等。
合理的进气道截面形状可以使进气口处气流的速度更加均匀，从而提高飞机的效率。
二、气动设计研究为了优化飞机的进气道内流动特性，需要进行气动设计研究。
气动设计研究的主要内容包括进气口形状的设计、进气道长度与截面形状的选择、进气道内部的流场分析等。
进气口形状的设计进气口的形状设计需要考虑到进气口在不同速度和高度下的工作性能。
一般来说，进气口的截面形状应当是双弧形的，能够使气流均匀地进入进气道。
同时，还需要考虑到进气口的几何特征，例如进气口的位置、面积等。
进气道长度和截面形状的选择进气道长度的选择需要综合考虑飞机的布局、机身结构等多种因素。
一般来说，进气道长度应当控制在合理的范围内，从而保证进气道内气流的速度和压力分布均匀。
基于Isight的二元进气道压缩楔射流控制参数优化
第９卷㊀第１期２０２４年１月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.９㊀Ｎｏ.１Ｊａｎ.２０２４㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０８０基于Ｉｓｉｇｈｔ的二元进气道压缩楔射流控制参数优化孙冯涛ꎬ㊀史志伟ꎬ㊀张伟麟ꎬ㊀丁保政ꎬ㊀舒彦淋(南京航空航天大学航空学院ꎬ江苏南京２１００１６)ＰａｒａｍｅｔｅｒＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆＪｅｔＣｏｎｔｒｏｌｆｏｒＣｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎＲａｍｐｓｏｆＴｗｏ￣ＤｉｍｅｎｓｉｏｎａｌＩｎｌｅｔＢａｓｅｄｏｎＩｓｉｇｈｔＳＵＮＦｅｎｇｔａｏꎬ㊀ＳＨＩＺｈｉｗｅｉꎬ㊀ＺＨＡＮＧＷｅｉｌｉｎꎬ㊀ＤＩＮＧＢａｏｚｈｅｎｇꎬ㊀ＳＨＵＹａｎｌｉｎ(ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒꎬＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬＮａｎｊｉｎｇ２１００１６ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器ꎮ宽速域飞行器的飞行速域较大ꎬ进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求ꎬ这存在一定的困难ꎮ利用射流进行前体激波控制ꎬ在一定程度上可以改善流场ꎬ并提升进气道性能ꎬ但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口ꎬ不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失ꎬ因此射流控制参数的优化是一个重要问题ꎮ基于Ｉｓｉｇｈｔ软件搭建优化流程ꎬ采用Ｈｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓ优化方法ꎬ以射流角度㊁射流宽度以及射流位置作为优化变量ꎬ流量系数作为约束条件ꎬ总压恢复系数最大作为目标函数进行优化ꎬ探究了来流Ｍａｃｈ数为６时不同射流参数对进气道性能的影响ꎮ结果表明ꎬＨｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓ优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题ꎬ优化后的进气道能够满足流量系数的要求ꎬ射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升１８％ꎬ综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升２.８２％ꎮ关键词:进气道ꎻＩｓｉｇｈｔꎻ流动控制ꎻ参数优化ꎻ总压恢复系数㊀㊀㊀中图分类号:Ｖ２１１.７㊀㊀文献标志码:Ａ收稿日期:２０２３￣０８￣２８ꎻ修回日期:２０２３￣１０￣１１第一作者简介:孙冯涛(１９９８ )㊀男ꎬ硕士ꎬ主要研究进气道流动控制与参数优化ꎮＥ￣ｍａｉｌ:５７８７３９３２１＠ｑｑ.ｃｏｍＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｔｗｏ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｎｌｅｔｉｓｕｓｕａｌｌｙｕｓｅｄｉｎｔｈｅｗｉｄｅ￣ｓｐｅｅｄ￣ｒａｎｇｅａｉｒｃｒａｆｔｗｈｉｃｈｈａｓａｈｉｇｈｅｒｆｌｙｉｎｇｖｅｌｏｃｉｔｙｒｅｇｉｏｎ.Ｉｔｉｓｄｉｆｆｉｃｕｌｔｔｏｍｅｅｔｍｏｒｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｕｎｄｅｒｂｏｔｈｌｏｗ￣ｓｐｅｅｄａｎｄｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｆｌｏｗｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ.Ａｌｔｈｏｕｇｈｔｈｅｉｎｌｅｔｐｅｒｆｏｒ￣ｍａｎｃｅｃｏｕｌｄｂｅｉｍｐｒｏｖｅｄｂｙｕｓｉｎｇｊｅｔｓｔｏｃｏｎｔｒｏｌｓｈｏｃｋｗａｖｅｓｏｎｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｒａｍｐｓꎬｔｈｅｅｘｉｓｔｉｎｇｊｅｔｅｘｃｉｔａｔｉｏｎｏｎｌｙｐｕｓｈｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｏｗａｒｄｔｈｅｃｏｗｌꎬｗｈｉｃｈｍａｙｎｏｔａｃｈｉｅｖｅｏｐｔｉｍａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ.Ｔｈｅｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｊｅｔｃｏｎｔｒｏｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓｉｓａｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｐｒｏｂｌｅｍ.ＴｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓｏｎｉｎｌｅｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｗｅｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄａｔＭａ＝６ｂａｓｅｄｏｎＩｓｉｇｈｔｗｉｔｈｔｈｅＨｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄꎬｉｎｗｈｉｃｈｄｉｆｆｅｒｅｎｔｊｅｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｗｅｒｅｓｅｌｅｃｔｅｄａｓｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓꎬｆｌｏｗｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗａｓｓｅｌｅｃｔｅｄａｓｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎａｎｄｍａｘｉｍｕｍｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗａｓｓｅｌｅｃｔｅｄａｓｏｂｊｅｃ￣ｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎｆｏｒｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ.ＴｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅＨｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｉｓａｂｌｅｔｏｏｐｔｉｍｉｚｅｉｎｌｅｔｗｉｔｈｊｅｔｃｏｎｔｒｏｌ.Ｔｈｅｏｐｔｉｍｉｚｅｄｉｎｌｅｔｃａｎｍｅｅｔｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｆｌｏｗｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓ.Ｔｈｅｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｆｔｅｒｏｐｔｉ￣ｍｉｚｉｎｇｔｈｅｊｅｔａｎｇｌｅｉｓｉｎｃｒｅａｓｅｄｂｙ１８％ｃｏｍｐａｒｅｄｔｏｔｈｅｉｎｌｅｔｗｉｔｈｏｕｔｊｅｔꎬａｎｄｔｈｅｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｆｔｅｒｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｉｓｉｎｃｒｅａｓｅｄｂｙ２.８２％ｃｏｍｐａｒｅｄｔｏｏｎｌｙｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｔｈｅｊｅｔａｎｇｌｅ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｉｎｌｅｔꎻＩｓｉｇｈｔꎻｆｌｏｗｃｏｎｔｒｏｌꎻｐａｒａｍｅｔｅｒｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎꎻｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ引㊀言自高超声速飞行的概念提出以来ꎬ以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器研究日益受到关注[１]ꎮ高超声速进气道作为现代高超声速飞行器的重要组成部分ꎬ飞行空域广㊁速域大ꎮ对于固定几何的进气道ꎬ当来流Ｍａｃｈ数低于设计Ｍａｃｈ数时ꎬ进气道的喉道流通能力低ꎬ进气道不易起动ꎻ当来流Ｍａｃｈ数高于设计Ｍａｃｈ数时ꎬ压缩激波容易直接打入进气道唇口ꎬ使得进气道进入超额定状态ꎬ容易引发激波干扰降低进气道性能ꎮ气体物理２０２４年㊀第９卷为使二元进气道能够满足现代化飞行的宽速域要求ꎬ采用变几何进气道或者加入主动流动控制ꎬ均可在一定程度上提高进气道性能ꎮ变形控制方式主要以形状记忆合金作为载体ꎬ根据记忆合金形状随温度变化而变化的特性改变几何体局部形状达到控制效果[２￣４]ꎻ主动控制方式包括射流激励[５￣９]㊁壁面抽吸[１０￣１２]㊁磁流体控制[１３￣１５]㊁合成射流[１６￣１８]㊁等离子体控制[１９￣２１]等ꎬ可以应对复杂流场环境ꎬ达到高效㊁准确的控制效果ꎮ对于射流激励方面ꎬＨａｗｓ等[５]在２１世纪初针对射流激励控制高超声速进气道前体激波进行了研究ꎬ通过改变射流强度探究射流对进气道前体激波的控制效果ꎮ南京航空航天大学的Ｔａｎ等[８]在Ｈａｗｓ的基础上提出一种新型射流激励方式ꎬ通过注入少量射流迫使边界层向外偏转ꎬ从而使得激波也向外偏转ꎬ实现控制激波角度的目的ꎮ南京航空航天大学的靳守林[９]针对该种射流激励ꎬ通过数值模拟和实验验证ꎬ证明了该方法在提高二元进气道总压恢复系数方面的可行性ꎬ并初步探究了不同射流激励参数(射流角度㊁射流宽度㊁以及射流位置)对总压恢复系数的影响ꎬ但没有给出射流激励器的最优参数ꎮ变型面控制和主动流动控制均可以一定程度上提升进气道的性能ꎬ但要使得进气道性能在非设计工况下实现最大化ꎬ须进一步开展优化设计ꎮ国内外研究人员对此进行了诸多研究ꎮＤａｍｍ等[２２]采用离散伴随梯度法对ＮＡＳＡＰ２高超声速进气道进行了优化设计ꎮＫｌｉｎｅ等[２３￣２５]基于连续伴随梯度法对二维高超声速前体－进气道进行优化以获得最大推力ꎬ理论上ꎬ伴随梯度法可以处理多变量高超声速前体－进气道优化问题ꎬ然而该方法容易陷入局部最优解ꎮＳｈｕｋｌｅ等[２６]以最大总压恢复系数为目标函数ꎬ以进气道出口气流均匀性为约束条件对二元进气道进行优化ꎮＢｒｏｗｎ等[２７]采用进化算法ꎬ以压力恢复系数(ｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅ￣ｃｏｖｅｒｙｆａｃｔｏｒꎬＰＲＦ)最大和ＰＲＦ方差最小为目标函数ꎬ对具有３个压缩拐角的二维超燃冲压发动机进气道进行了优化设计ꎮ国内研究者也对二元进气道的优化设计展开了相关研究ꎮ孙菲等[２８]针对高超声速二元进气道提出了一种优化方法ꎬ采用遗传算法ꎬ以总压恢复系数和喉道Ｍａｃｈ数为优化目标ꎬ流量系数为约束条件进行优化ꎮ范晓樯等[２９]建立了二元进气道的参数化设计方法ꎬ为二元进气道的优化设计提供了便捷的变参数路径ꎮＷｕ等[３０ꎬ３１]采用基于代理模型的逐次优化策略对二维高超声速前体进气道进行整体优化ꎬ结果表明ꎬ数据驱动优化方法与梯度优化方法一样高效ꎬ但精度较低ꎮ大部分优化算法可以在进气道型面优化上得到较好的应用ꎬ但在射流激励基础上开展的进气道优化方案较少ꎮ为此ꎬ在射流激励条件下ꎬ保证进气道流量系数满足性能要求ꎬ如何实现总压恢复系数最大具有重要的研究意义ꎮ本文以二元两级压缩进气道模型为研究对象ꎬ进气道设计Ｍａｃｈ数为４.０ꎬ流动控制Ｍａｃｈ数为６.０ꎬ在两个压缩面上分别布置一个射流激励器ꎬ基于Ｉｓｉｇｈｔ对射流角度和射流宽度进行参数优化ꎬ使得进气道的总压恢复系数最大ꎬ并对优化前后的流场进行对比分析ꎮ１㊀进气道模型及数值验证１.１㊀进气道模型进气道模型为二元两级压缩进气道模型ꎬ如图１所示ꎬ主要由两级外压缩面和内通道两部分组成ꎬ内通道转角和唇口内侧均采用圆弧过渡处理ꎬ以削弱流场因结构外形改变而发生角度偏转产生的斜激波[９]ꎮ进气道主要设计参数如表１所示ꎮ图１㊀进气道模型Ｆｉｇ.１㊀Ｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ表１㊀进气道主要设计参数Ｔａｂｌｅ１㊀Ｍａｉｎｄｅｓｉｇｎｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｉｎｌｅｔｐａｒａｍｅｔｅｒｖａｌｕｅｌ１/ｍｍ１６０ｌ２/ｍｍ２００α１/(ʎ)７α２/(ʎ)１３ｈ/ｍｍ１３６ｈ１/ｍｍ７６１.２㊀数值验证本文的数值模拟方法采用隐式耦合求解二维Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎ￣Ｓ方程ꎬ湍流模型选取ＳＳＴｋ￣ω模型ꎬ为提升数值计算中对近壁面边界层流场的计算精度ꎬ对近壁面的网格均进行了加密ꎬ以确保ｙ＋小于１ꎮ采用Ｒｏｅ￣ＦＤＳ计算格式和２阶迎风离散ꎬ计２２第１期孙冯涛ꎬ等:基于Ｉｓｉｇｈｔ的二元进气道压缩楔射流控制参数优化算工况均为０ʎ攻角０ʎ侧滑角ꎮ模型网格选用结构化网格ꎬ唇口附近局部网格如图２所示ꎬ来流条件为压力远场ꎬ来流Ｍａｃｈ数(Ｍａɕ)为６ꎬ来流静压１２６０Ｐａꎬ静温７３.２Ｋꎬ进气道内通道出口和远场出口均为压力出口ꎮ图２㊀唇口附近局部网格Ｆｉｇ.２㊀Ｌｏｃａｌｇｒｉｄｎｅａｒｔｈｅｌｉｐ对Ｍａɕ＝６的工况进行了数值计算ꎬ数值计算方法和边界条件与前文所述一致ꎮ为验证所用数值方法的准确性ꎬ选用１.９ˑ１０５ꎬ３.３ˑ１０５ꎬ５.０ˑ１０５网格量模型作为３种不同疏密程度的网格ꎬ参考文献[９]的实验结果进行算例验证ꎬ图３为数值计算和实验的激波分布ꎬ图４为实验和数值计算下内通道下壁面静压系数分布ꎬ可见中等网格和密网格捕捉到的激波较精细ꎬ并且内通道中的分离区清晰可见ꎬ而稀疏网格捕捉的激波粗糙ꎮ对比数值计算和实验的内通道下壁面压力系数ꎬ中等网格和密网格的计算结果和实验结果符合良好ꎬ能够保证所用数值方法的可靠性ꎮ为在保证计算精度的同时节约计算资源ꎬ本研究选取中等网格量进行后续数值计算ꎮ图３㊀数值仿真密度梯度图和实验纹影图Ｆｉｇ.３㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｏｆｄｅｎｓｉｔｙｇｒａｄｉｅｎｔｍａｇｎｉｔｕｄｅａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｃｈｌｉｅｒｅｎ图４㊀数值仿真和实验内通道下壁面压力系数分布Ｆｉｇ.４㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｌｏｗｅｒ￣ｗａｌｌｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｂｅｔｗｅｅｎｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ２㊀射流角度参数优化２.１㊀优化变量及目标函数在两级压缩面上分别布置一个射流激励器ꎬ射流激励器边界条件为压力入口ꎬ射流激励器参数如图５所示ꎮ射流角度定义为射流前缘壁面与压缩面壁面之间的夹角θꎬ射流宽度Ｗ为射流壁面之间的距离ꎬ射流位置以射流前缘壁面到压缩面前缘拐点的距离Ｄ定义ꎬＰｒ为射流压比ꎬ定义为射流静压与来流静压之比ꎮ射流缝截面形状始终被约束为平行四边形ꎮ选取射流角度θ和射流压比Ｐｒ作为优化变量ꎬ射流位置Ｄ＝５ｍｍꎬ射流宽度Ｗ＝１０ｍｍꎬ以出口总压恢复系数σ最大为目标函数进行优化ꎬ同时以流量系数φ为约束条件(０.９<φ<１.０５)ꎬ且在优化结果的后处理过程中需剔除不满足约束条件的样本点ꎬ保证在满足流量系数的前提下最大化进气道的总压恢复系数ꎮ图５㊀射流激励器参数Ｆｉｇ.５㊀Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｊｅｔｅｘｃｉｔｅｒ射流角度优化变量的初值和取值范围在表２中列出ꎮθ１和Ｐｒ１分别为一级压缩面上射流激励器３２气体物理２０２４年㊀第９卷的射流角度和射流压比ꎬθ２和Ｐｒ２分别为二级压缩面上射流激励器的射流角度和射流压比ꎮ由于要在最大化总压恢复系数的同时减小射流流量损耗ꎬ还要兼顾寻优范围不能过小ꎬ所以将射流压比限制在２~６ꎮ为方便后续表述ꎬ将一级压缩面上的射流缝称为一级射流缝ꎬ二级压缩面上的射流缝称为二级射流缝ꎮ表２㊀射流角度优化变量取值范围Ｔａｂｌｅ２㊀Ｖａｌｕｅｒａｎｇｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓｗｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｊｅｔａｎｇｌｅｖａｒｉａｂｌｅｖａｌｕｅｍｉｎｖａｌｕｅｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｍａｘθ１/(ʎ)３０９０１５０θ２/(ʎ)３０９０１５０Ｐｒ１２２.８５６Ｐｒ２２３.１５６２.２㊀优化方法对于射流角度优化来说ꎬ优化变量为射流角度和射流压比ꎬ总共为４个待优化变量ꎮ遗传算法计算变量较多的优化问题时效率偏低ꎬ计算代价大ꎻ梯度算法利用梯度信息计算局部最优解ꎬ处理多变量优化问题效率高ꎻ直接搜索法不需要计算函数梯度ꎬ而是通过相应的搜索步长来直接搜索最优解ꎮ由于该优化问题中的优化变量较多ꎬ本文选取Ｈｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓ优化方法ꎬ该算法不需要连续的目标函数ꎬ能很好地处理多变量优化问题ꎬ同时能迅速收敛到局部最优解[３２]ꎮ对于Ｈｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓ优化方法而言ꎬ最终寻得的最优解很大程度上受到优化变量初值的影响ꎬ为解决局部最优解问题ꎬ须结合进气道ＳＯＣ(ｓｈｏｃｋ￣ｏｎ￣ｃｏｗｌ)原则ꎬ即进气道前体激波汇聚在唇口时ꎬ进气道性能达到最优ꎬ因此选取激波汇聚在唇口附近的参数值作为优化初值ꎬ此时寻得的最优解即可视为全局最优解ꎮ２.３㊀优化流程利用Ｉｓｉｇｈｔ软件搭建整体优化流程ꎬ图６是Ｉｓｉｇｈｔ优化求解过程ꎮ以优化射流角度和射流宽度为例说明整个优化流程的运行ꎮ首先在Ｖａｌｕｅ＿ｉｎｐｕｔ中输入射流参数ꎬ设置射流角度为９０ʎꎬ射流宽度为１０ｍｍꎬ将射流参数传递给Ｃａｔｉａ模块ꎬ按照输入参数值改变射流角度和射流宽度ꎬ之后将改变射流参数后的进气道模型传递给Ｐｏｉｎｔｗｉｓｅ模块ꎬ按照预先在软件中录制好的脚本文件进行网格划分并输出ｃａｓ文件ꎬ该射流参数下的射流激励器模型及网格划分如图７(ａ)所示ꎻＦｌｕｅｎｔ模块除了读取Ｐｏｉｎｔｗｉｓｅ模块输出的ｃａｓ文件外ꎬ还须嵌入编写的Ｊｏｕ脚本文件进行边界条件设置和求解设置ꎬ数值计算完成后通过Ｃａｌｃｕｌａｔｏｒ模块计算进气道性能参数ꎬ计算收敛结果如图７(ｂ)所示ꎬ最后将进气道性能参数输出至优化模块(Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ１)ꎬ根据目标函数对性能参数进行评估并优化射流参数ꎬ同时将其传递给Ｖａｌｕｅ＿ｉｎｐｕｔ模块ꎬ以上过程不断循环迭代直至目标函数收敛ꎮ图６㊀Ｉｓｉｇｈｔ优化流程Ｆｉｇ.６㊀ＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｏｆＩｓｉｇｈｔ(ａ)Ｍｅｓｈｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓ图７㊀优化过程中网格划分及数值计算结果Ｆｉｇ.７㊀Ｇｒｉｄａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｉｎｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ４２第１期孙冯涛ꎬ等:基于Ｉｓｉｇｈｔ的二元进气道压缩楔射流控制参数优化Ｈｏｏｋｅ￣Ｊｅｅｖｅｓ优化方法包括两个关键参数:相对步长和步长缩减因子ꎮ相对步长是指算法在最初寻优时和设计变量的初始值共同决定扰动范围ꎬ该参数在本问题取０.５ꎮ步长缩减因子的取值范围在０~１之间ꎬ该值越大ꎬ收敛的可能性就越大ꎬ但是评估函数的时间相应增加ꎮ该值越小ꎬ函数的评估和程序运行的时间越少ꎬ但不收敛的可能性会增加[３２]ꎮ本问题折中取０.５ꎮ对于射流角度的优化ꎬ优化迭代１００步后目标函数收敛ꎬ各优化变量收敛过程如图８所示ꎮ(ａ)Ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎ(ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ)(ｂ)Ｆｉｒｓｔｊｅｔａｎｇｌｅ(ｃ)Ｓｅｃｏｎｄｊｅｔａｎｇｌｅ图８㊀目标函数及各优化变量收敛过程Ｆｉｇ.８㊀Ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｏｂｊｅｃｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓ２.４㊀优化结果图８给出了优化过程中总压恢复系数和各优化变量的收敛过程ꎮ由图８(ａ)可知ꎬ总压恢复系数收敛在０.４９附近ꎬ最大值为０.４９６ꎬ相对于不加射流激励的本体提升了１８％ꎬ此时各优化变量的值如表３所示ꎬ一级压缩面上的射流角度达到了约束最大值１５０ʎꎬ二级压缩面上的射流角度减小ꎬ两个射流缝的射流压比相对于初值均有所增加ꎮ表３㊀射流角度和压比最优值Ｔａｂｌｅ３㊀Ｏｐｔｉｍａｌｖａｌｕｅｓｏｆｊｅｔａｎｇｌｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏθ１/(ʎ)θ２/(ʎ)Ｐｒ１Ｐｒ２１５０８２.５４４图９为优化过程中优化点集的分布状况ꎬ空间分布的红点为优化过程中样本的总压恢复系数值的分布ꎬ平面分布的蓝点和黑点分别为总压恢复系数σ在ｙｚ和ｘｚ面上的投影ꎬ结合图８㊁图９ꎬ优化迭代次数达到６０左右时ꎬ目标函数已经在σｍａｘ附近收敛ꎬ所以优化点集大多集中在最优值附近ꎬ寻优过程中的状态点较少ꎮ从图９优化点集分布可以看到ꎬ在两个压缩面上ꎬ随着射流压比Ｐｒ的增大ꎬ总压恢复系数先增后减ꎬ这是由于在同一射流参数条件下ꎬ随着射流压比逐渐增大ꎬ前体激波交汇点从唇口下方逐渐上移ꎬ在唇口附近总压恢复系数达到最大ꎬ随后激波交汇点继续上移远离唇口ꎬ总压恢复系数逐渐减小ꎮ总压恢复系数σ随射流角度和射流压比变化拟合云图如图１０所示ꎮ随着射流角度θ１的增大ꎬ总压恢复系数基本呈现递增的趋势ꎬ在θ１＝１５０ʎ附近取得最大值ꎻ随着θ２的增加ꎬ总压恢复系数并没有较大变化ꎬ表明二级压缩面上的射流角度并非影响总压恢复系数的主要因素ꎻ同时从图１０(ｂ)(ｃ)中可得ꎬ随着射流角度增大ꎬ相应实现最大总压恢复系数的射流压比并没有显著增加ꎬ低射流压比(Ｐｒ１＝２.５ꎬＰｒ２＝３.１５)条件下即可使得大部分射流角度下的总压恢复系数达到最大值ꎬ只有在θ１＝１５０ʎ附近时射流压比最大为４ꎮ表４列出了优化前后进气道各性能的相对变化量ꎮ优化射流角度后流量系数大于１ꎬ这是由射流注入的额外流量导致的ꎬ此时进气道不仅满足流量系数的要求ꎬ出口Ｍａｃｈ数也降低了０.２５％ꎮ从射流压比来看ꎬ虽然射流压比相较于优化初值略有提高ꎬ增加了射流流量ꎬ但这能够使得总压恢复系数提高１８％ꎮ５２气体物理２０２４年㊀第９卷(ａ)Ｊｅｔａｎｇｌｅ(ｂ)Ｊｅｔｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏ图９㊀优化过程中点集分布Ｆｉｇ.９㊀Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆｐｏｉｎｔｓｅｔｓｄｕｒｉｎｇｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ(ａ)Ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｊｅｔａｎｇｌｅ(ｂ)Ｊｅｔａｎｇｌｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｆｉｒｓｔｊｅｔ(ｃ)Ｊｅｔａｎｇｌｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｓｅｃｏｎｄｊｅｔ图１０㊀总压恢复系数和射流角度及射流压比拟合云图Ｆｉｇ.１０㊀Ｆｉｔｔｉｎｇｃｏｎｔｏｕｒｏｆｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗｉｔｈｊｅｔａｎｇｌｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏ表４ 优化前后进气道性能对比Ｔａｂｌｅ４㊀ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｉｎｌｅｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｂｅｆｏｒｅａｎｄａｆｔｅｒｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｆｌｏｗｃｏｆｆｉｃｉｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｏｆｏｕｔｌｅｔｗｉｔｈｏｕｔｊｅｔ０.４２０１.００３.９ｏｐｔｉｍａｌｊｅｔａｎｇｌｅ０.４９６１.０１３.８９ｒｅｌａｔｉｖｅｖａｒｉａｔｉｏｎ/(％)１８１０.２５提取优化角度后和优化过程中非最优样本点的进气道流场如图１１所示ꎬ所选非最优射流参数θ１＝９０ʎꎬθ２＝１５０ʎꎬＰｒ１＝４ꎬＰｒ２＝３.１５ꎬ总压恢复系数σ＝０.４ꎬ优化初值和最优角度参数已在前文给出ꎮ对比优化初值和非最优角度流场ꎬ一级射流缝处射流压比增加ꎬ导致第１道激波角度明显增大ꎬ一定程度上造成溢流ꎬ影响进气道的压缩性能ꎻ二级射流缝处射流角度增大为１５０ʎꎬ有前向射流趋势ꎬ射流切向动量效果增强ꎬ受影响的边界层区域前移ꎬ但是压比并没有变化ꎬ使得法向动量效果减弱ꎬ吹起的边界层厚度减小ꎬ第２道激波角度略有减小ꎻ而最优角度下ꎬ两道激波均在唇口处封口ꎬ且吹起的边界层厚度明显小于其余两种优化工况ꎬ从而总压损失减小ꎮ(ａ)Ｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ６２第１期孙冯涛ꎬ等:基于Ｉｓｉｇｈｔ的二元进气道压缩楔射流控制参数优化(ｂ)Ｎｏｎ￣ｏｐｔｉｍａｌｊｅｔａｎｇｌｅ(ｃ)Ｏｐｔｉｍａｌｊｅｔａｎｇｌｅ图１１㊀射流角度优化过程中不同样本点流场Ｆｉｇ.１１㊀Ｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘａｍｐｌｅｓｗｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｊｅｔａｎｇｌｅ３㊀射流位置参数优化３.１㊀优化流程除射流角度外ꎬ射流位置也是影响进气道性能的重要参数之一ꎬ很大程度上影响激波位置以及进气道流量系数ꎬ因此也须对其进行参数优化ꎬ以确定最优射流位置ꎮ和射流角度优化相似ꎬ以射流位置和射流压比为优化变量ꎬ总压恢复系数依然作为目标函数ꎬ优化变量的初值以及取值范围在表５中列出ꎬＤ１和Ｐｒ１分别为一级射流缝的射流位置和射流压比ꎬＤ２和Ｐｒ２分别为二级射流缝的射流位置和射流压比ꎮ表５㊀射流位置优化变量取值范围Ｔａｂｌｅ５㊀ＶａｌｕｅｒａｎｇｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓｗｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｖａｌｕｅｍｉｎｖａｌｕｅｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｍａｘＤ１/ｍｍ５５８０Ｄ２/ｍｍ５５８０Ｐｒ１２２.８５６Ｐｒ２２３.１５６３.２㊀优化结果在经过１６０次优化迭代后ꎬ总压恢复系数达到收敛条件ꎬ各优化变量的最优值在表６中列出ꎬ此时目标函数和各优化变量的收敛过程如图１２所示ꎬ总压恢复系数收敛于０.５附近ꎬ最大值为０.５０５ꎬ与最优射流角度下的总压恢复系数相差不大ꎬ同时最终的流量系数也收敛于１.０附近ꎬ满足进气道的流量需求ꎮ对于各优化变量ꎬ两个射流激励器的射流位置Ｄ均后移ꎬ从二级射流缝的射流位置和射流压比来看ꎬ虽然增大射流位置Ｄ后移可以在一定程度上增加总压恢复系数ꎬ提高进气道性能ꎬ但是可能会导致射流压比的增加ꎬ造成射流流量损耗ꎮ表６㊀射流位置和压比最优值Ｔａｂｌｅ６㊀ＯｐｔｉｍａｌｖａｌｕｅｓｏｆｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏＤ１/ｍｍＤ２/ｍｍＰｒ１Ｐｒ２６.８１５.３２.８５４.１５(ａ)Ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎ(ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ)(ｂ)Ｆｌｏｗｃｏｆｆｉｃｉｅｎｔ(ｃ)ＦｉｒｓｔｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎＤ１７２气体物理２０２４年㊀第９卷(ｄ)ＳｅｃｏｎｄｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎＤ２图１２㊀射流位置优化时各优化变量收敛过程Ｆｉｇ.１２㊀Ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓｗｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎ总压恢复系数随射流位置和射流压比变化的拟合云图如图１３所示ꎬ对于一级射流缝的位置ꎬ随着射流位置后移ꎬ使得总压恢复系数达到最大的射流压比也相应增加ꎻ二级射流缝的射流位置也有相似的规律ꎬ但随着射流位置后移到一定位置时ꎬ即使进一步增加射流压比ꎬ也不会使总压恢复系数明显增加ꎮ综上ꎬ射流位置后移要以牺牲射流流量为代价来提高总压恢复系数ꎬ而对射流角度来说ꎬ较低射流压比下就可以使得大部分射流角度参数下的进气道总压恢复系数最大化ꎬ仅在最优值时的射流压比达到４ꎬ其在不同射流角度下实现总压恢复系数最大的平均射流流量损耗较小ꎮ提取优化参数初值和最优射流位置的流场如图１４所示ꎬ随着射流位置后移ꎬ射流影响区域也随之后移ꎬ同时抬起激波到相同位置所需的压比也相应增加ꎬ从而使得射流吹起的边界层厚度增加ꎬ一定程度上增加了总压损失ꎬ限制总压恢复系数的增加ꎬ同时改变射流角度在一定程度上也会增加射流流量损耗ꎬ如果将射流位置和射流角度同时作为优化参数ꎬ会造成额外的射流流量损失ꎬ结合文献[９]中对射流宽度和射流位置的研究结论:对于射流宽度ꎬ通过增大射流宽度能够降低对射流压比的要求ꎻ而对于射流位置ꎬ进气道压缩面上射流激励器的布置位置应尽可能靠近压缩面前缘ꎬ以避免这种强射流造成额外的总压损失ꎮ考虑进气道宽速域以及低射流流量损耗的性能要求ꎬ可以先确定一个较优的射流位置ꎬ选用射流角度和射流宽度作为综合优化的变量ꎬ考虑到实际应用ꎬ射流缝应与压缩面前缘留有一定的距离ꎬ所以射流激励器的位置选用５ｍｍꎬ即Ｄ１＝Ｄ２＝５ｍｍꎮ(ａ)Ｐｏｓｉｔｉｏｎａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｆｉｒｓｔｊｅｔ(ｂ)Ｐｏｓｉｔｉｏｎａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏｏｆｓｅｃｏｎｄｊｅｔ图１３㊀总压恢复系数随射流位置和射流压比变化拟合云图Ｆｉｇ.１３㊀Ｆｉｔｔｉｎｇｃｏｎｔｏｕｒｏｆｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗｉｔｈｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏ(ａ)Ｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ(ｂ)Ｏｐｔｉｍａｌｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎ图１４㊀射流位置优化过程中不同样本点流场Ｆｉｇ.１４㊀Ｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘａｍｐｌｅｓｗｈｅｎｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇｊｅｔｐｏｓｉｔｉｏｎ８２第１期孙冯涛ꎬ等:基于Ｉｓｉｇｈｔ的二元进气道压缩楔射流控制参数优化４㊀射流角度与射流宽度综合优化４.１㊀优化流程在原有射流角度的基础上增加射流宽度作为优化变量ꎬ优化方法和优化流程与射流角度参数优化相同ꎮ优化变量取值范围如表７所示ꎮ其中ꎬθ１ꎬＷ１ꎬＰｒ１分别为一级压缩面上射流激励器的射流角度㊁射流宽度和射流压比ꎬθ２ꎬＷ２ꎬＰｒ２分别为二级压缩面上射流激励器的射流角度㊁射流宽度和射流压比ꎮ表７㊀综合优化变量取值范围Ｔａｂｌｅ７㊀Ｖａｒｉａｂｌｅｖａｌｕｅｒａｎｇｅｏｆｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｖａｌｕｅｍｉｎｖａｌｕｅｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｍａｘθ１/(ʎ)３０９０１５０θ２/(ʎ)３０９０１５０Ｗ１/ｍｍ５１０２０Ｗ２/ｍｍ５１０２０Ｐｒ１２２.８５６Ｐｒ２２３.１５６４.２㊀优化结果目标函数收敛过程如图１５所示ꎬ由于待优化变量数目的增加ꎬ目标函数达到收敛所需的迭代次数也相应地增加ꎬ在１００步附近时ꎬ已经达到目标函数最大值ꎬ开始缩小搜索步长ꎬ在２００步时收敛于０.５０５附近ꎬ最大值为０.５１ꎬ相对于不加射流激励提升了２１.４％ꎬ相对于仅优化射流角度参数提升了２.８２％ꎬ说明射流激励参数除射流角度外ꎬ射流宽度也是影响进气道总压恢复系数的重要参数ꎮ此时优化变量的最优值如表８所示ꎮ(ａ)Ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎ(ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ)(ｂ)Ｆｉｒｓｔｊｅｔａｎｇｌｅ(ｃ)Ｓｅｃｏｎｄｊｅｔａｎｇｌｅ(ｄ)Ｆｉｒｓｔｊｅｔｗｉｄｔｈ(ｅ)Ｓｅｃｏｎｄｊｅｔｗｉｄｔｈ图１５㊀综合优化各优化变量收敛过程Ｆｉｇ.１５㊀Ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｏｂｊｅｃｔｉｖｅｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓｏｆｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ９２气体物理２０２４年㊀第９卷表８㊀综合优化变量最优值Ｔａｂｌｅ８㊀Ｏｐｔｉｍａｌｖａｌｕｅｓｏｆｖａｒｉａｂｌｅｓｏｆｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎθ１/(ʎ)θ２/(ʎ)Ｗ１/ｍｍＷ２/ｍｍＰｒ１Ｐｒ２６０９１.８７５１８.４７１９.８８２.８５３.２１表８给出了综合优化后各优化变量的最优值ꎬ可见一级射流角度θ１的最优值不同于角度优化结果ꎬ综合优化θ１＝６０ʎ时总压恢复系数取得最大值ꎬ可见优化过程中的射流参数作为离散量ꎬ简单地将各射流参数组合起来不一定是全局最优解ꎬ而二级射流角度θ２并没有太大变化ꎬ表明θ２对总压恢复系数的影响较小ꎻ一级射流宽度Ｗ１和二级射流宽度Ｗ２均接近约束上限ꎬ一级射流压比Ｐｒ１和二级射流压比Ｐｒ２均没有明显改变ꎬ可以说在没有增大射流压比的前提下ꎬ有效地增加了总压恢复系数ꎬ由此可见ꎬ通过增加射流宽度可以补偿射流流量的不足ꎬ降低对射流流量的要求ꎮ分别拟合出总压恢复系数σ随优化变量的分布云图ꎬ如图１６所示ꎬ可见随着θ１的增大ꎬσ先增后减ꎬ而θ２对σ的影响不大ꎻ随着Ｗ１的增大ꎬσ整体呈单调递增趋势ꎬ而Ｗ２对总压恢复系数的影响与Ｗ１有关ꎬ当Ｗ１在最优值附近时ꎬσ随Ｗ２递增ꎬ当Ｗ１较小时ꎬσ随Ｗ２先增后减ꎮ(ａ)Ｊｅｔａｎｇｌｅａｎｄｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｊｅｔｗｉｄｔｈａｎｄｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ图１６㊀总压恢复系数和优化变量拟合云图Ｆｉｇ.１６㊀Ｆｉｔｔｉｎｇｃｏｎｔｏｕｒｏｆｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗｉｔｈｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｖａｒｉａｂｌｅｓ表９为综合优化后进气道性能参数ꎬ可见加入射流宽度作为优化变量后ꎬ总压恢复系数得到了进一步提升ꎬ流量系数均大于１ꎬ这是由于射流流量的注入增加了额外流量ꎬ此外出口Ｍａｃｈ数也没有明显变化ꎬ整体上没有减弱进气道对来流的压缩性能ꎮ表９㊀综合优化后进气道性能Ｔａｂｌｅ９㊀ＩｎｌｅｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｆｔｅｒｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅｒｅｃｏｖｅｒｙｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｆｌｏｗｃｏｆｆｉｃｉｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｏｆｏｕｔｌｅｔｏｐｔｉｍａｌａｎｇｌｅ０.４９６１.０１３.８９ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ０.５１１.０２３.９０ｒｅｌａｔｉｖｅｖａｒｉａｔｉｏｎ/(％)２.８２１０.２提取综合优化过程中不同样本点流场ꎬ如图１７所示ꎬ非最优参数θ１＝６０ʎꎬθ２＝１２０ʎꎬＷ１＝Ｗ２＝２０ｍｍꎬ３种状态的射流压比相同ꎬ分别为Ｐｒ１＝２.８５ꎬＰｒ２＝３.１５ꎮ可以看出ꎬ通过增加射流宽度ꎬ一定程度上抵消了射流角度变化带来的负面影响ꎬ在不增加压比的情况下ꎬ使得压缩面两道激波在唇口处封口ꎬ进一步表明合理改变射流宽度能在实现激波封口的同时有效减小射流流量损失ꎮ(ａ)Ｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ(ｂ)Ｎｏｎ￣ｏｐｔｉｍａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ０３(ｃ)Ｏｐｔｉｍａｌｖａｌｕｅｏｆｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ图１７㊀综合优化过程中不同样本点流场对比Ｆｉｇ.１７㊀Ｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘａｍｐｌｅｓｉｎｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ５ 进气道流场结构分析提取不同射流参数下进气道流场ꎬ如图１８所示ꎬ无射流激励时ꎬ激波直接打入唇口内侧ꎬ形成内通道激波波系ꎬ引发激波干扰ꎬ降低进气道性能ꎬ此时总压恢复系数σ＝０.４２ꎻ初步加入射流激励后ꎬ激波在射流的影响下被 抬起 ꎬ但没有完全实现封口ꎬ同时内通道由于激波/边界层干扰形成的分离区也相应地前移ꎬ此时总压恢复系数σ＝０.４３ꎬ相对于无射流激励有所提升ꎻ角度优化后ꎬ两道激波在唇口处实现封口ꎬ进气道总压恢复系数提高至０.４９６ꎻ综合优化后的总压恢复系数达到０.５１ꎬ相对提升了２.８２％ꎬ可以看出虽然在不同射流激励参数下ꎬ均可 抬起 激波ꎬ在唇口处实现封口ꎬ但其封口时的总压恢复系数有所不同ꎬ主要体现在内通道和前体压缩面的流场差异ꎮ为方便分析内通道流场ꎬ在内通道中提取截面如图１９所示ꎬ依次对截面编号ꎬ其中截面１为喉道截面ꎬ截面７为出口截面ꎬ各截面相距５０ｍｍꎮ图２０为两种优化结果各截面上的静压㊁Ｍａｃｈ数和总压恢复系数ꎬ均采用质量加权平均ꎬ可以看出内通道中沿程静压值没有太大差异ꎬ综合优化后内通道中流速增加ꎬ总压损失减小ꎬ总压恢复系数均在各截面上大于角度优化ꎬ可见前体激波同为封口状态ꎬ内通道中流场相似ꎬ所以主要对进气道前体流场进行对比分析ꎮ(ａ)Ｗｉｔｈｏｕｔｊｅｔ(ｂ)Ｉｎｉｔｉａｌｖａｌｕｅｏｆｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ(ｃ)Ｏｐｔｉｍａｌｊｅｔａｎｇｌｅ(ｄ)Ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ图１８㊀不同射流参数下进气道流场Ｆｉｇ.１８㊀Ｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓｏｆｉｎｌｅｔａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｊｅｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓ图１９㊀内通道截面示意图Ｆｉｇ.１９㊀Ｓｋｅｔｃｈｏｆｉｎｎｅｒｃｈａｎｎｅｌｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎ(ａ)Ｓｔａｔｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅｖａｒｉａｔｉｏｎａｌｏｎｇｓｅｃｔｉｏｎｓ。
超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析
例， 不仅要求其具有攻击 防区外远程或超 远程敌 方纵深 目标
的能力 ， 还要求其提高 自身 战场主动权 和火 力系统 的 自身生 存能力 。因此 ， 提高传统弹药 的射程 问题 已经成 为当今 战术 武器研究 的新 热点 ， 并受到世 界各 国的重视 。冲压发动 机凭 借其构 造简单 、 量轻 、 积小 、 重 体 推重 比大 、 成本 低等 一 系列
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉｏ～ｒｎ ＪＡＮ Ｇｅ ａ ｏ ｇ，Ｉ Ｇ ｎ—ｚ ｕ， ＨＯＵ Ｃ ａ ｇ—ｓ ｅ ｇ ｈ Ｚ ｈｎ ｈｎ
（ ｏ ｅｅｏ ｅｈｎｃｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｎ Ｕ Ｔ， ａｊ ｇＪ ｎ ｓ １０ ４ ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆＭ ｃ ａｉ ｇ ｅｉ ， Ｊ Ｓ Ｎ ｎｉ ｉ ｇｕ２ ０ ９ ，Ｃ ｉａ ｌ ａＥ ｎ ｎ ｎ ａ ＡＢ Ｔ ＡＣＴ：ｏｍｎｍｉ ｅｉａ ｃｓ ｆａ ｊｔ ｓｉｅ ｒ ｅｔｅａｄｅｐｃ ｌ ｐｒ ｎｃｉ ｅ ｃｎｉ ｒｖ ｅｆｅ ＳＲ Ｔ ｉｉ ｚ ｒｓ ｔ ｅ ｍｅ ａｓ ｔ ｐｏ ｃｉ ｎ ｓｅｉ ｌ ｓ ｅｓ ｉ ｎ ｔ ａ ｏｅ ｈ ｒ ｅ ｓｎ ｏｒ ｓｄ ｊ ｌ ａｙ ｕ ｏ ｌ ｍｐ ｔ ｉ
击ｆ ＋ ， ＋ （ ＋ （ （ 告， Ｓ ） ） ）
＝０ 。
０ 唧 ２－ 。 １ － ＊ ０ １
式 中， 西为通用变量 ， 代表 ／Ｖ 、 Ｚ 、 Ｔ等求解 变量 ； 为广 义扩 ． ， Ｆ 散系数 ； 为广义源项。 定常情况下 ，
数值计算方法采用有 限体积法 ， 对式 （ ）中的对流项 采 １ 用二阶迎风离散格式进行离散 ， 对粘性项 采用 中心差分格式 离散。 初始条件处处为常数 即等 于来流 条件。 １边 界条件 进５ １ 设为压力远场 。 口边 界条件 ， 出 对于超声速一律外 推 ； 面采 壁 用无滑移绝热 固壁条件 ， ｕ ＝ ＝Ｗ ＝０ 即 。
超紧凑S形进气道微喷气控制策略研究
第 ３期
《 燃
气
轮
机
技
术》
Ｖｏ Ｌ ２ ６ Ｎｏ ． ３ Ｓ ｅ ｐ．，２０１ ３
２ ０ １ ３年 ９月
ＧＡＳ ＴＵＲＢＩ ＮＥ ＴＥ ＣＨＮｏＬｏＧＹ
超 紧凑 Ｓ形 进 气 道 微 喷气 控 制 策 略研 究
黄 恩 亮 ， 康剑 雄 ， 王 沛 ， 卢 新根 ， 朱俊 强
满 足这 一 需 求 。 对于 ｓ 形 进气 道 流 动 控 制 的研 究 ， 国外 做 了大
构也会造 成进气 道流 场 的流 动损 失 ， 这 使得 固定 涡轮发生器 只能在特定方案 中使用 。 相对涡流 叶片发 生器 ， 微 喷 气 可 以根 据 流 动
状态适时地进 行控制 ， 并 且 可 以 直 接 从 发 动 机 压
向和 流 向逆 压 梯 度 的相 互 作 用 会 降 低 进 气 道 的总 压恢 复系数 ， 产 生 进 气 道 出 口 畸 变 … 。 常 规 设 计
效果 ， 应用响应 曲面法 给出最佳影 响 因素组合 ， 为
超 紧凑 进 气 道 被 动 流 动 控 制 设 计 提 供 了 技 术 参 考 。试 验 和 数值 模 拟 的 结 果 均 表 明 涡 流 发 生 器 可
图、 出口截面 总压恢 复系数云图 、 二维速度 流线 图及总压 恢 复系数值 的变化 ， 研究 了喷气 位 置、 喷 气角度 、 喷
气量 和喷气孔 数等 因素对 Ｓ形进气道 流场 及性能的影 响。结 果表 明 ： 喷气 位置对于 减小进气 道的分离 、 总压
损失 和畸变起 决定性作用 ； 喷气角度和 喷气量 与喷气 位置 的耦合作 用才会 对微 喷气控 制效果产 生 明显 的影
进气道与弹体内外流场一体化数值模拟方法研究
但 由于周期 长 ， 成本 高昂 ， 试 验 只 能 作 为 后 验 性 的 评估 手 段 ， 在 总 体 方案 设 计 阶段 不 足 取 。从 工 程 实 践 的经 验来 看 ， 具有显 著实用价值 ， 并 且 有 代 表 性
科
学
技
术
与
工
程
１ ３卷
１ 数值方法
现代 固 冲 导 弹 的 设 计 巡 航 速 度 一 般 要 大 于 ２ Ｍａ ， 速度很 高 ， 所 以 其 外 部 绕 流 流 场 的雷 诺 数 很 高， 应在 １ ０ ～１ ０ 以上 。从 理 论 上 讲 ， 在 这 类 问题 中， 黏性 不 占主 导 地 位 ， 采 用 欧 拉 流 或 者 黏 性 流 理 论来 求 解 ， 结 果 差 异 不 大 。但 是 ， 在 包 含 内流 场 计 算 中， 进气 道与 弹体 的干 扰 流 场 ， 导弹头锥激波、 前
的战术导弹气动综合工程设计方法 ， 主要是部件气 动力组装技术 。由于这种方法非常简明 ， 而且实用
方便 ， 快捷高效 ， 所 以 在 工 程 气 动 设 计 中得 以 被 广 泛地 运用 于 导 弹气 动 布局 的初 步 设 计 、 分 析 和 方 案
２ ０ １ ３年 ２月 ４日收到 ， ２ ０ １ ３年 ３月 １ ８日修改 国家 自然科学
计算不仅可 以直接提取进气道 的 内流 特性 ， 而且可 以直接提 取进 气道和 导弹全 弹的外流 气动特 性。对于评估 进气道 与导弹
弹体相互之 间的气动干扰特 性， 也能提供直接 的数值依据 。该 方法简便易行 ， 可望推广应 用于 固冲等 吸气式导 弹的总体方案 设计 中， 具有 明显的实用价值。
cfd在现代柴油机进气道开发中的应用
cfd在现代柴油机进气道开发中的应用CFD（Computational Fluid Dynamics，计算流体力学）在现代柴油机进气道开发中的应用引言：现代柴油机的进气道设计对于其性能和燃烧效率至关重要。
传统的进气道设计方法往往需要大量的试验和经验，耗费时间和资源。
然而，随着计算流体力学（CFD）技术的发展，它已经成为柴油机进气道开发中不可或缺的工具。
本文将探讨CFD在现代柴油机进气道开发中的应用，并分析其优势和挑战。
一、CFD在柴油机进气道流场分析中的应用柴油机进气道的设计需要考虑气流的流动特性以及与燃油的混合效果。
CFD技术可以模拟和预测气流在进气道中的流动情况，通过数值计算和数值模拟，可以得到流场的速度、压力和温度等重要参数。
在柴油机进气道的设计中，CFD可以帮助工程师们优化进气道的形状和尺寸，以达到最佳的气流分布和燃油混合效果。
二、CFD在喷油器设计中的应用喷油器是柴油机中关键的部件之一，直接影响到燃油的喷射效果和燃烧效率。
CFD技术可以模拟和分析喷油器内部的流动情况，通过优化喷油器的结构和喷孔的位置和尺寸，可以改善燃油的喷射效果和分布均匀性。
同时，CFD还可以预测喷油器附近的湍流和压力波动情况，以进一步优化喷油器的设计。
三、CFD在进气道噪音分析中的应用柴油机的进气道噪音是一种常见的问题，不仅会影响驾驶者的舒适性，还会对环境和周围居民产生噪音污染。
CFD技术可以模拟和分析进气道中的气流和声波的传播情况，通过优化进气道的结构和减震材料的使用，可以降低噪音的传播和产生。
CFD还可以预测不同驾驶工况下的进气道噪音水平，并提供改善措施的指导。
四、CFD在柴油机进气道热管理中的应用柴油机进气道的热管理对于提高燃油的燃烧效率和减少排放物的产生至关重要。
CFD技术可以模拟和分析进气道中的温度分布和热传导情况，通过优化进气道的散热结构和冷却系统的设计，可以有效地控制进气道的温度，降低热损失并提高燃烧效率。
基于AVLFIRE的发动机进气道三维流场数值模拟研究
壳程 的压降计算 过程 可参 考文献 ［ １ ］ ，有较为 规范的工业管壳式换热器压降的计算流程。计算得 到的压降为 １ ５ ０ ８ Ｐ ａ 。
４ 试 验 结 果
淡 水 冷却 器 实 验结 果 见 图 ４ ，中冷器 试验 结 果
见图 ５ 。
差 。中冷器和淡水冷却器计算值和实验值 的偏差 ， 主要在 柴 油机 的工 况小 幅度 的 变化及 持 续工作 引 起
科 学出版社 ， ２ ０ ０ ４ ． ［ ４ ］ 任立 红． 发动机 可变进气 系统 流动特性 与性能 优化设 计研究 【 Ｄ １ ． 天津： 天津大学， ２ ０ ０ ８
［ ５ ］ Ａ Ｖ Ｌ Ｌ ｉ ｓ ｔ Ｇ ｍ ｂ Ｈ． Ｆ Ｉ Ｒ Ｅ Ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｏ ｎ ８ Ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｅ ｘ ａ ｍｐ ｌ ｅ ｓ
５ 结 论
［ ６ ］ 史美 中． 热交换器 原理与设计 ［ Ｍ】 ． 南 京： 东南 大学 出版
社． ２ ０ ０ ３ ．
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可知 ，由于在 实验 过程 中 ，温 度传感 器 是安 装在 进 气 歧 管上 的 ，而压 缩 空气通 过 进气歧 管 时会 被管 壁 加热 ，因此导 致压 缩 空气 温度 的测 量值 在一 定程 度 上要 高于 计算 值 。 ｂ ． 各 参数 在测 量 过程 中均存 在 着一 定 的测量 误
柴 油机 机体 温度 升 高 和实验 中的海水 采 用 的是 封 闭 水 池 的水 ，在 一段 时 间后 水温会 有 一设 计 的 中冷 器 和淡水 冷 却
主动流动控制技术研究
动器，并成功应用于主动流动控制。 已有研究表明，合成射流在分离流控 制、推力矢量、前体涡控制、有效气 动面控制、直升机旋翼流动控制以及 无人机流动控制等方面都有巨大的应 用潜力。
图2是两种压电薄膜振动式作动 器，振动频率可达几千赫兹，从缝中 形成的气流速度可达每秒1米到每秒
几十米，图中左边是其诱导的典型流 场。由于这种射流无外部气源，进入 流场的气流总质量为零，因而称为零 质量射流或合成射流。
基于微机电系统(MEMS)的主动流 动控制技术在飞行器的增升、减阻、 改善气动性能、降低噪声等方面都具 有重要应用潜力，是当前流动控制领 域的研究热点。美国加州大学洛杉矶分 校（UCLA）和加州工学院在AFOSR、 DARPA 等资助下，开展了基于 MEMS 技术的湍流边界层主动流动控制技术 研究。用MEMS微作动器阵列实现边 界层减阻和三角翼前缘涡控制研究， 并结合 F-15、F-22 战斗机进行了实 用性研究。在英国航天局主导下，欧 洲众多科研机构参与了气动微机电系 统（AEROMEMS）计划，展开了利用 MEMS主动流动控制技术改善机翼升力 特性、改进飞行器进气口和涡轮发动机 等方面的工程应用研究。
19对电极
皮托压力接口
磁场中心 壁压接口
光学窗
激波管端口
赫尔姆霍茨型磁铁
底壁
图4 磁流体动力在试验段中的分布
图5 微气泡型作动器
2010/5 航空科学技术