带有边界层流动控制的内转式进气道

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DSI进气道

DSI，即无附面层隔道超音速进气道（也有人根据其外形称之为“鼓包式”进气道）。

这种进气道是洛克希德•马丁公司耗时10 年开发的全新概念的超音速进气道，其突出特点是取消了传统超音速进气道上面的附面层隔道（这就是DSI 名称的由来）以及其他一些复杂机构，也因此减少了生产和维护费用。

在JSF 竞争中获胜的洛•马F-35 就采用了DSI 设计。

为了降低其技术风险，洛•马还专门改装了一架F-16 进行DSI 验证试飞。

按照洛•马的说法，DSI 可以在包括高超音速在内的各种速度条件下提供出色的性能。

DSI概念洛•马的工程师在1990 年代早期就开始研究传统超音速进气道概念的替代方案。

他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。

通过取消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约300 磅的重量。

最后的研究结果就是如今的DSI，或叫做鼓包式进气道。

在DSI 上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。

在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。

这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。

进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。

整个DSI 没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。

换句话说，DSI 实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。

精心设计的三维压缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小阻力。

随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。

而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的RCS 可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22 的进气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了相当一部分。

DSI 是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛•马自己的计算机建模工具上开发并完善的。

超声速燃烧与高超声速推进

超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。

超音速战斗机气动隐身设计

现代化战斗机是一个由多方面因素综合作用所构成的整体，每一代战斗机的出现除了代表着在航空技术上所获得的发展之外，更加重要的是对战斗机的战术应用认识上的提高。

战斗机在设计之初所确定的技术指标和使用方式决定了飞机的整体设计特点。

随着科技的发展，在"先敌发现、先敌开火、先敌摧毁"作战思想的牵引下，战斗机已经发展到了以F-22、F-35为代表的第四代，其“超音速巡航、超机动性、隐身、可维护性”的特点已经成为第四代超音速战斗机事实上的划代标准。

战斗机的现代化改进虽然在技术上可以得到一定的发展和完善，但是由使用方式决定的固有设计特点却无法依靠技术改进来进行调整，第二代战斗机无论进行任何形式的改进也无法达到第三代战斗机的标准，以第三代战斗机的设计也根本不可能具备发展成第四代战斗机的基础条件。

因此，面对F-22、F-35 我们应该选择设计满足超音速、高隐身、高机动的第四代战机来与之抗衡，而不能幻想通过对现有机型进行优化改进就能与F-22、F-35为代表的第四代飞机及其他具有类似特点的飞行器进行抗衡和拦截。

由此，我们可以研究分析一下F-22、F-35以及早期阶段的YF-22和被淘汰出局的YF-23,从它们的设计特点上大致勾勒出我们所需要的能与之相抗衡的战机整体布局。

图1 F-22三面图整体上看，F-22、F-35以及之前的YF-22、YF-23都没有采用鸭式布局，主要原因是配平问题和隐身问题。

从配平角度看，为了实现有效的俯仰控制，鸭翼就无法配平机翼增升装臵产生的巨大低头力矩，为了配平增升装臵，鸭翼就要增大，这样对机翼的下洗也会随之增大，反而削弱了原来的增升效果；同时为了防止深失速，还可能需要增加平尾；大鸭翼也很难满足跨音速面积率的要求，这样就增大了超音速阻力不利于超音速巡航。

从隐身角度看，隐身设计的一个很重要的原则是要尽量保证机体表面的连续，而鸭翼恰恰是机身的不连续处，其位臵大小平面形状很难匹配。

211113269_基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验

第８卷㊀第２期２０２３年３月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.８㊀Ｎｏ.２Ｍａｒ.２０２３㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０００基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验余安远１ꎬ２ꎬ㊀曲俐鹏１ꎬ２ꎬ㊀刘建霞１ꎬ２ꎬ㊀杨大伟１ꎬ２ꎬ㊀李姝源１ꎬ㊀乐嘉陵１ꎬ２(１.中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所ꎬ四川绵阳６２１０００ꎻ２.中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机重点实验室绵阳分部ꎬ四川绵阳６２１０００)ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｏｎｔｈｅＳｔａｒｔｉｎｇＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｎＩｎｗａｒｄ￣ＴｕｒｎｉｎｇＩｎｌｅｔＢａｓｅｄｏｎＳｉｌｋ￣ＴｈｒｅａｄＦｌｏｗＶｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎＭｅｔｈｏｄＹＵＡｎ￣ｙｕａｎ１ꎬ２ꎬ㊀ＱＵＬｉ￣ｐｅｎｇ１ꎬ２ꎬ㊀ＬＩＵＪｉａｎ￣ｘｉａ１ꎬ２ꎬ㊀ＹＡＮＧＤａ￣ｗｅｉ１ꎬ２ꎬＬＩＳｈｕ￣ｙｕａｎ１ꎬ㊀ＬＥＪｉａ￣ｌｉｎｇ１ꎬ２(１.ＡｅｒｏｓｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＣＡＲＤＣꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１０００ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＳｃｒａｍｊｅｔＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＣＡＲＤＣꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１０００ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:采用丝线法流动显示技术ꎬ在高超声速冷流暂冲式下吹风洞开展了快速获取内转进气道起动性能的实验研究ꎮ实验在中国空气动力研究与发展中心(ＣＡＲＤＣ)Φ０.５ｍ高超声速风洞中进行ꎬ来流Ｍａｃｈ数为５ꎮ实验模型为椭圆转圆形内转进气道ꎬ总收缩比为５.８ꎬ内部收缩比为１.７ꎬ喉部为直径５０ｍｍ的圆形截面ꎮ模型的肩部区域种植了长度与间隔可更换的丝线ꎬ为了改善进气道的起动性能ꎬ模型进气道的内压缩段开设了可以动态堵塞的泄流孔ꎬ在喉道下游设置了可动态节流的节流锥ꎮ实验获得了丝线长度㊁相邻丝线间隔的推荐值ꎬ同时表明ꎬ丝线流动显示技术能够快速㊁准确㊁直观㊁方便地判断进气道的起动状态ꎬ并能定量给出流动分离起始位置与分离结构ꎬ所采用的丝线流动显示技术丰富了高超声速风洞实验的流场可视化方法库ꎮ研究还表明ꎬ采用丝线流动显示技术ꎬ所研究的内转进气道在Ｍａ＝５时处于双解区ꎬ实验给出了进气道重起动及退出不起动的一种可行方案ꎮ关键词:丝线流动显示方法ꎻ内转进气道ꎻ起动特性ꎻ高超声速风洞实验㊀㊀㊀中图分类号:Ｖ２１１.４８ꎻＶ２１１.７１文献标志码:Ａ收稿日期:２０２２￣０７￣０２ꎻ修回日期:２０２２￣１１￣２９基金项目:１９１２项目子项２０１９￣ＪＣＪＱ￣ＤＡ￣００１￣０５７项目第一作者简介:余安远(１９７４￣)㊀男ꎬ研究员ꎬ主要研究方向为机体/推进一体化与内外流耦合ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｓｃｍｙｙａｙ＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者简介:刘建霞(１９８３￣)㊀女ꎬ副研究员ꎬ主要研究方向为飞行器总体设计ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｌｉｕｊｉａｎｘｉａ２００２＠１２６.ｃｏｍＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｗｉｔｈｓｏｍｅｓｉｌｋｔｈｒｅａｄｓｂｅｉｎｇｐｌａｎｔｅｄｏｎｔｈｅｓｈｏｕｌｄｅｒｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔａｎｄｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｂｅｉｎｇｕｓｅｄꎬｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｎｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｗｅｒｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｄｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｌｄ￣ｆｌｏｗｂｌｏｗ￣ｄｏｗｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.ＴｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｉｎａΦ０.５ｍｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｏｆＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ(ＣＡＲＤＣ).ＴｈｅＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｏｆｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｗａｓ５.Ｔｈｅｉｎｌｅｔｗａｓａｎｅｌｌｉｐｔｉｃａｌ￣ｔｏ￣ｃｉｒｃｌｅｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｉｎｌｅｔｗｉｔｈａｔｏｔａｌｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｒａｔｉｏｏｆ５.８ꎬａｎｉｎｔｅｒｎａｌｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｒａｔｉｏｏｆ１.７ａｎｄａｄｉａｍｅｔｅｒｏｆ５０ｍｍａｔｔｈｅｔｈｒｏａｔｒｏｕｎｄ￣ｓｅｃｔｉｏｎ.Ｔｈｅｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄａｎｄｔｈｅｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄｉｎｔｅｒｖａｌｏｆｔｈｅａｄｊａｃｅｎｔｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄꎬｂｏｔｈｏｆｗｈｉｃｈｉｎｆｌｕｅｎｃｅｔｈｅｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗꎬｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｃａｎｑｕｉｃｋｌｙꎬａｃｃｕｒａｔｅｌｙꎬｉｎｔｕｉｔｉｖｅｌｙꎬａｎｄｃｏｎｖｅｎｉｎｔｌｙｊｕｄｇｅｔｈｅｒｅａｌ￣ｔｉｍｅｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｉｎｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓꎬａｎｄｃａｎｏｂｔａｉｎｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｆｌｏｗｓｔｒｕｃ￣ｔｕｒｅｏｆｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｚｏｎｅｗｈｅｎｔｈｅｉｎｌｅｔｄｏｅｓｎｏｔｓｔａｒｔ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓａｌｓｏｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｈａｓｄｏｕｂｌｅｓｔａｔｅｓａｔＭａ＝５.Ａｆｅａｓｉｂｌｅｗａｙｆｏｒｔｈｅｉｎｌｅｔｔｏｒｅｓｔａｒｔｏｒｑｕｉｔｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｗａｓｇｉｖｅｎ.Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅꎬｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｅｎｒｉｃｈｅｓｔｈｅｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｌｉｂｒａｒｙꎬｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｆｏｒｔｈｅ第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验ｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｒｅｓｅａｒｃｈｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄꎻｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔꎻｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓꎻｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ引㊀言内转进气道具有压缩效率高㊁阻力小㊁易与飞行器集成㊁便于和圆形或准圆形燃烧室进行一体化设计等特点ꎬ已引起世界各国学者的广泛关注[１￣４]ꎮ然而ꎬ内转进气道的几何结构中缺乏自然溢流窗ꎬ使得其起动性能成为最令人关心的问题之一ꎮ当进气道不起动时ꎬ内转进气道的捕获流量和总压力恢复大幅降低ꎬ喉道的Ｍａｃｈ数也因不起动而异常降低ꎬ这大大减小了推进流道的做功能力ꎬ从而大大减小了发动机的推力ꎬ还因溢流增加了附加阻力以及唇罩的外阻ꎬ甚至可能改变飞行器的力矩特性ꎮ它还可能导致内流中的波系产生剧烈激波振荡ꎬ并在通道中产生巨大的动态冲击ꎬ形成具有高度破坏性的动态热力学载荷[５]而难以控制[６￣９]ꎮ因此ꎬ研究内转进气道的起动性能对于使用此类进气道的飞行器的可靠运行至关重要ꎮ数值计算表明ꎬ内转进气道的起动性能除了可由内流的宏观性能(如截面流量㊁Ｍａｃｈ数㊁总压恢复系数等)反映外ꎬ还可由内转进气道的内流流动结构来表征ꎮ目前ꎬ对内转进气道内流流动结构的研究仍处于对其流动特征的认识积累阶段ꎬ对其流动结构和机理的描述尚未得到明确共识ꎮ这是因为ꎬ一方面ꎬ内转进气道中存在难以消除的横向压力梯度ꎬ三维激波与三维边界层本身就异常复杂ꎬ而二者之间的干扰导致流动结构更加复杂ꎻ另一方面ꎬ要想观察内转进气道的内流ꎬ需要在这种进气道上开设玻璃观察窗ꎬ但三维空间异形曲面玻璃在理论上虽可根据Ｍａｌｕｓ定律[１０]形成无畸变设计方法ꎬ但加工制造精度的不足会导致加工出的异形面玻璃窗存在着足以干扰流场的较大畸变ꎮ因此ꎬ迫切需要开发合适的流场观察和诊断方法ꎬ以在实验中逐步获得㊁识别和理解内转进气道复杂的三维流动结构[１１]ꎮ在流动可视化方法库中ꎬ有许多方法可用于流动可视化ꎬ如ＰＳＰ㊁ＴＳＰ㊁油流㊁磷热谱图㊁红外图像㊁阴影纹影㊁灯丝㊁热线㊁烟线㊁粒子法等ꎮ这些方法与高速相机相结合ꎬ可形成有效的动态实时流动可视化ꎮ一些粒子㊁烟线等方法可以结合ＰＩＶ㊁ＮＰＬＳ等对流动结构进行表征ꎬ其中丝线流动显示技术是低速风洞实验中常用的流动可视化技术[１２￣１５]ꎮ使用这种方法ꎬ在实验模型内流壁面观察区域粘贴或种植一些合适长度的丝线ꎬ根据每条丝线所指示的流动方向ꎬ可以得到靠近壁面的流动附着和分离情况ꎮ随着科学技术的发展ꎬ数码相机的分辨率和帧频都有了很大的提高ꎮ这使得使用丝线方法进行高超声速流动实时显示成为可能ꎮＰｈｏｔｒｏｎ公司在这些实验中生产的ＳＡ￣５高速相机ꎬ根据成像分辨率的大小ꎬ可以提供１００万帧频的最大拍摄速度ꎬ并且可以连接不同类型的镜头ꎬ以满足拍摄不同流场的需要ꎮ它可以拍摄整个风洞运行期间视窗流场流动的全方位照片ꎬ通过控制丝线的长度㊁直径㊁材质和间距ꎬ利用丝线流动显示技术和高速摄影技术ꎬ能获得观察对象壁面复现的流型流谱ꎬ已成为一种成熟的低速风洞流动显示技术ꎮ文献[１６]的研究表明ꎬ丝线方法在激波风洞中具有快速响应的能力ꎬ能够在毫秒量级瞬时设备中实时显示局部近壁流动特性ꎮ借鉴该文使用丝线的方法ꎬ本文在常规暂冲式下吹风洞中开展了高Ｍａｃｈ数内转进气道内流的丝线流动显示方法研究ꎬ并通过丝线流动显示方法开展了高超声速内转进气道起动性能的研究ꎮ１㊀模型与设备１.１㊀实验模型实验中使用的内转进气道的模型配置如图１所示[１７]ꎮ图中ꎬ内转进气道的设计Ｍａｃｈ数为６.５ꎬ总收缩比为５.８ꎬ内部收缩比为１.７ꎮ进气道采用双波系[１８]基准流场ꎬ并采用轴对称密切流面法构造得到ꎮ进气道的捕获口接近椭圆形ꎬ喉道截面为圆形ꎬ截面过渡方式为椭圆转圆ꎮ喉道后为等直隔离段ꎮ进气道捕获口面沿流向长度约为４４０ｍｍꎬ从口面前缘到喉部的长度为６００ｍｍꎬ喉部圆截面直径为５０ｍｍꎬ隔离长度为３００ｍｍꎮ３３气体物理２０２３年㊀第８卷(ａ)Ｔｈｒｅｅ￣ｖｉｅｗｇｅｏｍｅｔｒｙ㊀(ｂ)Ｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｉｎｇ图１㊀进气道数模Ｆｉｇ.１㊀Ｉｎｌｅｔｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ:ｔｈｅｄｉｇｉｔａｌｇｅｏｍｅｔｒｉｃｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔ实验模型由进气道主体㊁泄流机构㊁节流机构以及支撑机构组成ꎮ进气道主体由进气道压缩段与等面积圆形隔离段通过法兰连接而成ꎬ主体材料选用不锈钢(１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ)ꎮ泄流机构安装在进气道的肩部ꎬ其上开设泄流区ꎬ包括若干直径３ｍｍ的泄流孔ꎬ所有泄流孔与模型内部的一个空腔相连ꎬ空腔的出口设置在进气道的外壁面上ꎬ并开设可以动态开关的门ꎬ在实验中可以实时控制该泄流门ꎬ从而动态控制泄流的开关[１９]ꎮ节流机构由电机与堵块构成ꎬ通过动态控制电机实现对进气道的节流ꎬ节流机构安装在模型的支撑上ꎮ模型的支撑机构选用３０ＣｒＭｎＳｉꎬ一端与进气道主体相连ꎬ另一端架设在风洞的攻角机构上ꎮ模型的风洞安装照片如图２所示ꎮ为了快速识别进气道的起动状态ꎬ使用丝线法流动显示技术ꎬ在进气道豁口附近的肩部安装了丝线模块ꎮ将丝线布置在进气道豁口附近的肩部ꎬ是因为此处流动结构易于观察ꎬ且是进气道是否起动的特征区域ꎮ丝线模块可以互换ꎬ不同模块的丝线参数(长度㊁间隔或种植密度等)不同ꎬ以开展包括丝线长度和间隔(丝线分布密度)等的参数化研究ꎮ丝线更换块位置如图３所示ꎮ图２㊀模型及支撑等附件及在风洞实验段的照片Ｆｉｇ.２㊀Ｗｈｏｌｅｍｏｄｅｌａｎｄｉｔｓｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｉｎｔｈｅｔｕｎｎｅｌ图３㊀进气道肩部的丝线结构Ｆｉｇ.３㊀Ｒｅｐｌａｃｅｍｅｎｔｂｌｏｃｋｗｉｔｈｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄ(ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇｏｒｉｆｉｃｅｓ)丝线起始位置距进气道前缘２６０ｍｍ处ꎮ丝线的粘贴和固定方法如下:在丝线更换块的表面上整齐地开设直径为１ｍｍ㊁间距为５ｍｍ的针眼ꎬ以方便种植丝线ꎮ丝线的材料选用柔质棉线ꎮ为了防止实验中丝线从丝线孔滑脱ꎬ将丝线在背风面打结并使用速干胶将结节固定在背风面上ꎮ由于泄流会改变进气道的起动性能ꎬ为了防止大量丝线孔(在研究丝线种植密度影响时有很多丝线孔未种植４３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验丝线)存在的泄流对实验结果形成干扰ꎬ在丝线种植区域的背面使用密封胶垫将整个丝线区域压实ꎬ从而杜绝了丝线孔泄流的问题ꎮ图４是种植丝线后的替换块背面照片ꎮ图４㊀丝线模块的种植(左:密封前ꎻ右:密封后)Ｆｉｇ.４㊀Ｂａｃｋｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋｒｅｐｌａｃｅｍｅｎｔ(ｌｅｆｔ:ｗｉｔｈｏｕｔｓｅａｌｉｎｇꎻｒｉｇｈｔ:ｗｉｔｈｓｅａｌｉｎｇ)１.２㊀实验设备实验在中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所Φ０.５ｍ高超声速风洞中进行ꎮ该风洞是一个高超声速常温暂冲式下吹风洞ꎮ喷管出口直径为０.５ｍꎬ喷管出口置于一个较大的密封实验舱内ꎬ实验舱下游安装扩压器ꎬ其后接引射器ꎬ并与大气相通ꎮ为了防止实验段出现冷凝现象ꎬ在来流的上游使用电加热方法适当提高来流气流的总温ꎮ风洞名义Ｍａｃｈ数为５~１０ꎬ来流单位Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为(０.３５~５.６)ˑ１０７/ｍꎬ风洞实验时间范围为６０~３６０ｓꎮ本实验采用Ｍａ＝５的喷管ꎬ实验段单位Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为２.４４ˑ１０７/ｍꎮ表１给出了实验段主要参数ꎮ表１㊀风洞实验段参数Ｔａｂｌｅ１㊀ＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌＮｏ.Ｍａ０ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅ/Ｐａｔｏｔａｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ/ＫＲｅ/ｍ－１１４.９５１０１３ˑ１０６３５０２.４４ˑ１０７１.３㊀拍摄系统实验使用了两套拍摄系统ꎬ一套使用ＳＡ￣５高速相机拍摄进气道肩部的丝线流图像ꎮ帧频率选择为１０００~１５００ｆ/ｓꎬ曝光时间为１/１０００~１/３０００ｓꎮ相机固定在顶板外侧(顶板内侧是实验段)ꎮ为了拍摄需要ꎬ在顶板上安装玻璃窗ꎮ为了获得清晰的丝流图像ꎬ在风洞实验舱前上位置固定安装一个大功率ＬＥＤ灯ꎬ以照亮模型内通道中拍摄区域的丝线ꎬ以匹配高速相机的高帧频和短曝光时间ꎮ整个记录系统的布置如图５所示ꎮ图５㊀丝线拍摄系统Ｆｉｇ.５㊀Ｓｋｅｔｃｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｒｅｃｏｒｄｉｎｇｓｙｓｔｅｍ另一套使用第二台ＳＡ￣５Ａ高速相机拍摄内转进气道的波系阴影照片ꎮ图６显示了布置在实验段观察窗光路上的阴影系统主要部件的照片ꎮ在图中ꎬ点光源发出的光被球面反射器反射形成平行光ꎬ然后垂直通过进气道的子午面ꎬ并通过球面镜反射ꎬ最后进入高速相机并记录在ＣＣＤ中ꎮ图６㊀波系阴影拍摄系统Ｆｉｇ.６㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｆｏｒｔｈｅｓｃｈｌｉｅｒｅｎｗａｖｅｓ２㊀数值研究２.１㊀计算设置为了预测可能的实验结果ꎬ本文开展了内转进气道起动性能的ＲＡＮＳ数值计算ꎮ计算软件为ＡＨＬ３Ｄ并行计算流体软件[２０]ꎮ湍流模型采用ｋω￣ＳＳＴ模型ꎬ空间无黏通量采用ＳｔｅｇｅｒＷａｒｍｉｎｇ格式分裂ꎬ流体介质采用理想气体ꎮ计算区域离散为结构化网格ꎮ参考文献[２１]中的数值方法分别使用来流流场和零初场对计算区域进行初始化ꎮ计算区域的边界为自由流边界㊁无滑移绝热壁边界㊁对称面边界和自由压力出口边界ꎮ采用有限体积法和时间相关法推进计算ꎬ直至流场收敛(喉道截面流量残差㊁速度残差降至１０－４以下)ꎮ２.２㊀计算结果与分析数值计算[１７ꎬ２２]得到了进气道在表１条件下的双解ꎬ三维流场分别如图７(ａ)㊁(ｂ)所示ꎮ其中ꎬ图７(ａ)为起动流场ꎬ图７(ｂ)为不起动流场ꎮ对比这两个流场可见ꎬ不起动的流场在进气道肩部形成５３气体物理２０２３年㊀第８卷了较大的分离ꎬ该分离除了对内流形成较大影响外ꎬ还对主激波有所破坏ꎮ仔细观察还可发现不起动时的分离激波导致了唇口处出现较大的额外溢流ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ㊀㊀㊀(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图７㊀进气道双解的三维流场[１７]Ｆｉｇ.７㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔ[１７]图８显示了双解流场的对称平面上波系结构ꎮ图８(ａ)是起动时的流场对称面ꎬ图８(ｂ)是不起动时的流场对称面ꎮ两图对比同样显示了不起动的进气道在肩部出现了特别明显的流动分离ꎬ并产生了一道分离激波ꎬ该分离激波与主激波汇聚ꎬ导致主激波在唇口外出现不同寻常的翘起ꎮ图中显示的激波将与实验中获得的阴影波系统进行比较ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图８㊀进气道双解的对称面流场[１７]Ｆｉｇ.８㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔａｔｓｙｍｍｅｔｒｉｃｐｌａｎｅ[１７]６３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验从图７和图８还可以看出ꎬ如果无法观察到内部流场ꎬ则很难在实验中区分内转进气道的起动状态和外部压缩形成的唇口外激波ꎮ计算结果之所以很容易区分进气道是否起动ꎬ完全是因为计算得到的内部流场差异明显且清晰可见ꎮ至于进气道唇口外侧的激波ꎬ如果没有一个起动的进气道作为对比源ꎬ特别是没有内部流场做参照ꎬ仅凭阴影波系也很难判别进气道是否起动ꎮ很显然ꎬ进气道内流特征是判别进气道起动状态的根本依据ꎮ由于本文实验的内转进气道存在起动和不起动的双解ꎬ进气道肩部的流动结构必然不同ꎮ进气道起动和不起动之间的差异ꎬ在进气道肩部形成了是否存在分离㊁分离区的结构大小的差异ꎮ从图７和图８可以看出ꎬ当进气道不起动时ꎬ其肩部会形成较大的分离ꎬ分离范围向前方延伸ꎬ如图９的壁面摩擦力线所示ꎮ为了进行比较ꎬ图中还给出了起动进气道的摩擦线ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图９㊀进气道双解的壁面摩擦力线[１７]Ｆｉｇ.９㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔｗｉｔｈｆｒｉｃｔｉｏｎｌｉｎｅｓ[１７]图１０给出了由前体内壁面附近释放的某些流动迹线ꎬ同样显示出流动特征存在明显区别的进气道双解ꎮ从图中可以看出ꎬ当进气道不起动时ꎬ进气道肩部附近有非常明显的逆流ꎮ逆流向上游延伸所到达的位置与图９的摩擦线所展示的一致ꎮ实际上这就是分离区的分离起始线ꎬ并且逆流的结束也与分离区的重新附着相对应ꎮ从图１０中还可以看出ꎬ分离流还显示了肩部的空间涡流结构ꎮ这种涡流结构特别复杂ꎬ上游壁面流线从侧面和顶部越过分离区ꎬ部分流线在流向下游的过程中受到分离区的影响而被卷入分离区ꎬ形成横向有旋转的逆流ꎬ并被旋转抛出分离区ꎬ流向下游ꎬ而整个分离区流动处于动态平衡ꎬ故能相对稳定地存在于进气道肩部ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图１０㊀进气道双解下由前体内壁释放的某些流动迹线(空间视图)[１７]Ｆｉｇ.１０㊀Ｓｏｍｅｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓｒｅｌｅａｓｅｄｆｒｏｍｆｏｒｅｂｏｄｙｗａｌｌｕｎｄｅｒｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ(３Ｄｖｉｅｗ)[１７]显然ꎬ前文中的不同起动状态对应着不同的摩擦线和肩部壁面上的不同流线ꎮ这些相应的流动结构特征差异都是判别进气道起动状态的物理依据ꎮ为了给后面的实验提供对比ꎬ基于上述进气道双解在进气道肩部流线的差异ꎬ从丝线流动显示用相机的拍摄角度出发ꎬ对计算流场壁面流线进行观７３气体物理２０２３年㊀第８卷察ꎬ图１１给出了双解的进气道肩部极限流线视图ꎬ这两个视图展现的流线流动特征区别明显ꎬ分别对应进气道的起动状态和不起动状态ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图１１㊀进气道双解对应的肩部极限流线(俯视图)[１７]Ｆｉｇ.１１㊀Ｔｈｅｌｉｍｉｔｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓｏｎｉｎｌｅｔｓｈｏｕｌｄｅｒｕｎｄｅｒｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ(ｖｅｒｔｉｃａｌｖｉｅｗ)[１７]从图中可以看出ꎬ当进气道起动时ꎬ进气道的肩部从上游到下游流动平稳均匀ꎻ而当进气道没有起动时ꎬ进气道肩部有一个较大的逆流区(实际上就是分离区)ꎮ同时ꎬ逆流区的前沿ꎬ即分离起始线清晰可见ꎻ逆流区的后缘已经深入进气道的内部通道ꎬ实验时处于相机的拍摄盲区而没有得到ꎮ这里给出的是两个典型的流谱ꎬ是本文丝线法流动显示技术在高超声速内转进气道实验中顺利应用的物理依据ꎮ３㊀实验结果与分析实验在Ｍａ＝５和０ʎ攻角㊁０ʎ侧滑角下进行ꎮ首先通过丝线模块的替换获得了不同参数的丝线效果ꎻ并通过丝线流谱与数值计算的对比ꎬ获得丝线流谱与进气道起动性能的对应关系ꎻ然后利用丝线法ꎬ并通过动态节流以及动态开关泄流门ꎬ研究进气道的起动性能ꎮ３.１㊀丝线参数的选择实验首先开展了丝线间隔对流动显示效果的影响实验ꎬ丝线种植间隔取５ꎬ１０ꎬ１５ｍｍꎬ丝线长取１０ｍｍꎬ结果表明ꎬ５ｍｍ间隔时丝线过密ꎬ容易相互纠缠打结ꎻ１５ｍｍ间隔时ꎬ丝线略有稀疏ꎮ同时分析可知ꎬ丝线种植间隔越小ꎬ丝线分布密度越大ꎬ使得种植的难度也越大ꎮ因此本研究选择１０ｍｍ作为丝线的种植间隔ꎮ接着开展了在种植间隔为１０ｍｍ的情况下丝线长度的参数化实验ꎮ在丝线长度分别为５ꎬ１０和１５ｍｍ的条件下ꎬ１５ｍｍ长的丝线易相互缠结ꎬ影响流动显示效果ꎬ如图１２(ａ)㊁(ｂ)所示ꎻ当丝线长度取５ｍｍ时ꎬ由于其相对硬度较大ꎬ不仅易形成对流动有干扰的扰动源ꎬ还容易分叉变细ꎬ影响显示清晰度ꎬ如图１２(ｃ)所示ꎻ而１０ｍｍ长的丝线具有良好的跟踪和响应特性ꎬ可以满足实验的需要ꎬ如图１２(ｄ)所示ꎮ因此下文主要采用间隔１０ｍｍ㊁丝线长度１０ｍｍ的丝线参数进行进一步研究ꎮ(ａ)Ｌｅｎｇｔｈ:１５ｍｍ(ｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅ)(ｂ)Ｌｅｎｇｔｈ:１５ｍｍ(ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅ)(ｃ)Ｌｅｎｇｔｈ:５ｍｍ８３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验(ｄ)Ｌｅｎｇｔｈ:１０ｍｍ图１２㊀丝线长度研究结果Ｆｉｇ.１２㊀Ｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｓ３.２　无节流时的开车起动性能当内转进气道未节流时ꎬ对有泄流和无泄流进气道的起动性能进行了实验研究ꎮ典型实验过程为:１)无泄流开车实验:实验前首先将模型降至实验段均匀区下方ꎬ并控制节流锥远离进气道出口ꎬ泄流门初始设置为关闭状态ꎻ然后风洞开车ꎬ待风洞流场稳定后利用风洞的投放机构将进气道投放进实验段均匀区内ꎬ同步进行丝线与阴影的动态拍摄ꎻ２)有泄流开车实验:除了打开泄流门外ꎬ其余与无泄流开车实验一致ꎮ图１３(ａ)㊁(ｂ)分别给出了无节流无泄流㊁无节流有泄流时的开车后丝线流动显示结果ꎮ(ａ)Ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ(ｂ)Ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇ图１３㊀丝线法得到的有无泄流的进气道起动状态Ｆｉｇ.１３㊀Ｓｉｌｋｔｈｒｅａｄ￣ｇｒａｐｈｓｏｆｉｎｌｅｔｗｉｔｈ/ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ从图中可以看出ꎬ无泄流时开车ꎬ内转进气道肩部下游的每根丝线都呈现出杂乱无序的流谱ꎬ而多根丝线的流谱大致显示为一个带有起始分离线的大分离区ꎬ这与图１１(ｂ)相比具有良好的相似性ꎻ而有泄流时开车ꎬ丝线显示的流谱图均整齐地指向下游ꎬ与图１１(ａ)所示一致ꎮ结合上述分析可知ꎬ没有泄流时开车ꎬ进气道没有起动ꎻ有泄流时开车ꎬ进气道起动ꎮ进一步比较图１１和图１３可见ꎬ丝线法的实验结果与数值计算结果吻合良好ꎬ表明数值计算比较准确地模拟了起动与不起动状态ꎮ图１１和图１３的对比还表明ꎬ丝线流动显示方法可以反映内转进气道的流动状态ꎬ是一种方便㊁实时㊁经济㊁快速ꎬ可用于冷流高超风洞内流实验的流动显示方法ꎮ以下分析进一步表明ꎬ丝线流动显示方法较阴影法更能准确有效地判断进气道的起动状态ꎮ图１４所示为与图１３相同的状态下得到的进气道波系阴影照片ꎮ从上述丝线法与对应图１４的比较可以看出ꎬ这两个阴影分别对应进气道的起动状态和不起动状态ꎮ然而ꎬ这两张阴影照片之间的差异并不太大ꎮ换言之ꎬ很难说这两张阴影照片中的哪一张能代表起动状态或不起动状态ꎬ也许两图分别表示进气道临界起动与起动状态ꎬ或者表示不起动状态与临界起动状态ꎬ总之并不能准确有效地做出判别ꎮ这与上面图７和图８中的结论一致ꎬ即仅通过外部波系结构很难准确快速判别进气道的起动状态ꎮ(ａ)Ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ(ｂ)Ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇ图１４㊀阴影波系法得到的有无泄流进气道的起动状态Ｆｉｇ.１４㊀Ｓｈａｄｏｗ￣ｇｒａｐｈｓｏｆｉｎｌｅｔｗｉｔｈ/ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ既然仅通过图１４中的两张阴影照片较难识别进气道的流动状态ꎬ而通过图１３所示的丝线流谱９３气体物理２０２３年㊀第８卷则可以快速㊁准确㊁直接识别进气道的流动状态ꎮ这充分显示了丝线法流动显示技术在判断高超声速内转进气道起动状态时的优势ꎮ进气道的开车实验结果显示ꎬ未泄流的进气道不能起动ꎬ而泄流的进气道可以起动ꎮ这表明ꎬ要想获得起动的进气道ꎬ类似泄流这样的流动控制必不可少ꎮ３.３㊀动态泄流对进气道起动性能的影响由于无泄流进气道在风洞开车时不起动ꎬ为了获得此时的起动性能ꎬ必须进行动态泄流控制ꎮ基于丝线流动显示方法ꎬ本文接着开展了动态泄流对进气道起动性能的影响研究ꎬ典型的实验过程有两种(方括号中给出的是当前动作下进气道的状态ꎬ或是与此前的动作及结果综合得到的有关起动的结论ꎬ是否起动均使用丝线流动显示方法判断):１)泄流门关闭ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道不起动]ң打开泄流门[进气道起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң模型退出ң风洞关车ꎮ２)泄流门打开ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道起动]ң关闭泄流门[进气道依然起动]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң模型退出ң风洞关车ꎮ实验中反复开关泄流门主要是开展重复性实验ꎬ实验结果也显示了良好的重复性ꎮ３.４㊀有泄流时的进气道自起动性能实验(节流实验)使用丝线流动显示方法开展了有泄流时进气道自起动性能实验ꎬ典型的实验过程与结果(方括号意义同前所述)为:泄流门打开ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道起动]ң节流直到出现进气道振荡[进气道不起动]ң撤销节流[进气道重新恢复起动]ꎮ由此可见ꎬ有泄流的进气道在实验Ｍａ＝５时是一个可以自起动的进气道ꎮ图１５给出了不起动时的某两个时刻下获得的丝线流谱照片ꎮ两幅照片显示ꎬ进气道不起动时ꎬ分离区内的丝线无法处于稳定状态ꎬ这说明分离区内存在较大的脉动现象ꎮ尽管实验无法定量得到分离区内脉动的大小ꎬ但图中还是显示出进气道在不起动的壁面附近流动分离的典型区域大小ꎮ图１５㊀节流引发的不起动Ｆｉｇ.１５㊀Ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｉｎｌｅｔｄｕｅｔｏｔｈｒｏｔｔｌｅ３.５㊀对实验结果的进一步分析３.５.１㊀对丝线种植密度的进一步分析本研究将丝线流动显示方法首次应用在常规暂冲风洞中开展内转进气道起动性能实验研究ꎬ既是对已有的亚声速风洞中丝线流动显示方法的应用拓展ꎬ又是对瞬时低总焓风洞中丝线流动显示方法的应用拓展ꎮ作为初次应用ꎬ尽管获得了丝线材质㊁种植密度㊁长度等参数ꎬ但这些参数ꎬ尤其是种植密度还须进一步研究ꎮ若单纯从丝线流谱显示定性判断进气道是否起动ꎬ丝线种植密度不需要像本文那么密ꎬ并且只需要在对称面布置一排即可ꎮ毕竟ꎬ丝线是一种接触式流动显示ꎬ必定会对流场ꎬ尤其是边界层流动形成一定干扰ꎬ丝线的引入是否因为增加了边界层外气流与边界层内气流的掺混从而增加了边界层的湍流脉冲ꎬ还是因为分担了部分动能从而消耗了一些湍流能量ꎬ目前还不得而知ꎮ不过从研究结果看ꎬ丝线流谱所显示的进气道起动状态或不起动状态差异很大ꎬ区别明显ꎬ说明进气道的起动㊁不起动状态均不是临界状态(进气道从不起动即将起动的状态ꎬ或从起动即将不起动的状态)ꎻ另外实验也研究了去除丝线时的阴影照片所显示的波系ꎬ有无丝线时不起动波系差别不明显ꎬ起动波系差别也不明显ꎮ本文认为丝线的介入很可能还未达到对进气道起动性能产生本０４。

世界最著名的三大发动机制造商

发动机制造商现在飞机发动机以普遍以石油提炼的燃油作为燃料，发动机类型主要有：•活塞式发动机•涡轮喷气发动机•涡轮扇发动机•涡轮螺旋桨发动机•涡轮轴发动机发动机制造技术是机械工业的核心技术门类之一，民用航空飞机发动机的独立制造企业只有很少的几家。

这些企业大多有着多年的发明和制造历史，如加拿大普惠发动机制造公司，英国劳斯莱斯发动机，以及美国通用电器公司的飞机发动机是著名的三大喷气飞机发动机供应商。

现在航空发动机以涡轮发动机为主，小型飞机上多使用活塞式发动机。

劳斯莱斯股份有限公司(Rolls-Royce)劳斯莱斯股份有限公司是一家专业从事涡轮产品生产的英国公司，尤其是飞机发动机。

最近也开始涉足船用推进和能量系统，以期在民用和军用领域提供广泛的发动机产品和服务。

简介劳斯莱斯(Rolls-Royce)是指一系列的公司，它们都是从1906年由亨利·罗伊斯(Henry Royce)和查尔斯·罗尔斯(Charles Rolls)创建的英国汽车与飞机发动机制造公司分离而来的。

这些公司包括：劳斯莱斯股份有限公司(Rolls-Royce PLC)：一家专业从事涡轮产品生产的英国公司，尤其是飞机发动机。

最近也开始涉足船用推进和能量系统，以期在民用和军用领域提供广泛的发动机产品和服务。

劳斯莱斯汽车有限公司(Rolls-Royce Motor Cars Limited)：一家全新的豪华汽车生产商，由宝马汽车拥有。

宾利汽车有限公司(Bentley Motors Limited)继承了原来劳斯莱斯的汽车部门。

从1998年开始，公司被大众集团拥有。

自从1931年劳斯莱斯收购了宾利之后，两者就区别不大了，仅仅在水箱栅格上有一些差异而已。

但自2003年以后，公司就不再允许使用劳斯莱斯来命名自己的车，因为劳斯莱斯的商标已归宝马汽车所拥有，而不是大众公司。

劳斯莱斯的昵称包括Rolls、Roller和Double R，但在德比（劳斯莱斯股份有限公司总部所在地），公司通常被称为Royce's。

高超声速飞行器一体化优化设计

高超声速飞行器一体化优化设计摘要高超声速飞行器是二十一世纪航空航天领域的研究重点之一，其在军事和民用领域都有广泛的应用前景。

相比于传统的低速飞行器，高超声速飞行器涉及的流动更加复杂，对飞行器设计的要求也越高。

飞行器设计是多个学科的综合化系统设计，相关研究表明，对于一个单一的乘波体飞行器，其升阻比可达到8，但是匹配发动机后的飞行器其升阻比不超过4，即单纯的机体与发动机叠加并不能达到最佳效果。

因此，飞行器的一体化设计和优化设计尤为重要。

本文概述了高超声速飞行器一体化/优化设计的主要研究进展，并对相关技术进行了展望。

1. 引言随着航空航天技术的发展，高超声速飞行器的研究如今如火如荼。

以美国为例，在过去的半个世纪里，美国开展了多个吸气式高超声速飞行器研制项目，取得了众多有价值的成果。

同时需要注意到，飞行器是一个十分复杂的系统，飞行器设计是一个不断寻优的过程，最终完整的飞行器应该是一个综合性能最优的系统。

图1 美国主要的高超声速飞行器项目乘波体构型由于具有升阻比高、下表面流场均匀以及有利于机体/机身一体化设计而受到人们的重视。

1990年在马里兰大学召开的第一届乘波体国际会议将将其推向了一个新的研究高潮。

如今，各种类型乘波飞行器层出不穷。

图2 各种类型的乘波体飞行器升力体构型高超声速飞行器往往采用超燃冲压发动机作为动力，飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段，后体下壁面作为喷管膨胀。

因而，这类飞行器具有显著的机体/推进一体化特征，飞行器机体与发动机形成的流场存在强烈的耦合作用，包括：飞行器前体形状、积薄结构和边界层发展直接影响进气道气动性能、捕获流量和压力恢复系数；发动机位置、几何形状对飞行器力/力矩产生影响；尾喷口燃气既可产生力/力矩，也会和控制舵面发生相互作用，影响飞行姿态、稳定性。

图3 典型高超声速飞行器流场示意图2. 国外发展情况气动外形与发动机一体化设计思想源于不断的高超声速技术和超燃冲压发动机技术的研究实践，国外在这方面已经做了大量的研究工作。

AVL-FIRE进气道的总述

进气道 CFD 计算的分析思路和评价方法
第一章前言
进气道的设计对发动机的影响是非常重要的，在进气道的设计中，人们总结出两个定量描述进气道特性的参数，一个是流量系数，一个是涡流/滚流比。其中流量系数直接决定着气缸的充气量，而涡流/滚流比对缸内混合气的形成，发展，燃烧扩散的速度和稳定性。但是提高流量系数时涡流/滚流比会降低，反之亦然，所以常常需要在这两者之间取得一个折衷。在 FIRE 里，我们可以在算出三维流场的基础上通过公式很方便地计算出这两个量。
图 1 柴油机进气道-计算域
对于汽油机来说，进气道采用的是直气道或切向气道，图 2 所示的是一个典型汽油机进气道的计算模型。在汽油机进气道的计算中，人们主要关心的参数就
是流量系数和滚流强度。涡流旋转的中心轴为气缸中心轴，而这里提到的滚流的旋转轴取决于切向气道的方向，在稳态研究时一般是在距缸盖 0.5 倍缸径的面上垂直于气缸轴线和气道切面的线即为滚流的旋转轴线如图 3，图 4 所示。滚流强度主要是依据在这个平面上速度的切向分量（与气缸中心轴平行的速度分量）计算出的。在 FIRE 计算时，可以通过在体网格的 z=-0.5D（计算模型的原点在缸头面，并且气缸中心线为 z 轴）这个位置生成一个 Face Selection，然后选用 2D Results 里的 Tumble_ratio_face 这个公式即可算出。由于滚流的特性，在实际发动机运行时其中心轴的位置还与活塞的运动有很大关系，这一点也是与涡流不同
图 7 表面网格-出口面和进口面
7 在气门周围要定义细化的选项，可以通过在气缸盖上建立 Cell 选项的方法对细化区域进行定义。在网格自动生成工具中，定义的细化区域是进行 z 方向细化
的基础。
8 点击 OK.

压气机的主动流动控制技术

本文涉及的流动控制是通过采用小流量的射流或零流量的合成射流来改变主气流的流动特性，以延缓气流分离、减少气流阻力，从而大幅度提高发动机性能和减轻其重量。

这项技术几乎可以应用于航空推进系统的每一个重要部件德国流体力学专家普朗特早在1904年就提出用吹/吸附面层的办法来延缓气流分离的流动控制概念，并且已在超音速进气道中得到应用。

这里采用的流动控制定义为：用细小的修改（例如只占主流流量百分之几的流体射流或零流量的合成射流）来改变一股大得多的流动的特性，以延缓分离、加强或减弱混合、建立"虚拟"形状，以及减少阻力。

合成射流作为主动流动控制的一种潜在方法引起广泛关注。

合成射流是由面向主气流的底面封闭的空腔产生的。

这种装置称为合成射流作动器。

底面用压电、静电或电磁方法可做上下运动。

当底面向下运动时，主气流内的部分空气进入空腔；当底面向上运动时，进入的空气又被排出，进入主气流。

因此，这种人工射流的质量流量为零，而动量不为零，可用来进行流动控制。

风扇/压气机吸气风扇/压气机风扇/压气机的主要研究目标是提高级压比，改善工作稳定性或适用性，避免高周疲劳，以及降低噪声。

研究表明，在叶片表面吸气，可以延缓气流分离，从而提高级压比。

从1993年开始，美国空军科研局在麻省理工学院实施一项相关的叶轮机研究项目。

1998年，这个项目又获得国防部预研局的资金，进行吸气风扇的大尺寸模型验证。

麻省理工学院与NASA格林研究中心、普惠公司和联信公司合作，成功地发展了性能估算以及气动和应力分析方法，进行了吸气风扇的详细设计和试验。

结果得出两个方案，一个是低速风扇，可以大大降低民用涡扇发动机的风扇噪声和重量；另一个是高速方案，可以在军用涡扇发动机上用一级风扇代替三级风扇。

用1%～4%的吸气量，分别可获得1.6和3.5的压比。

前者已经试验验证，后者已用三维粘性数值计算方法验算证实。

该项目的长远目标是用3排叶片达到30的总压比。

北航发动机原理总结--经典版

与飞行马赫数和发动机工作状态相关 3\超音速进气道腹部,两侧\头部\翼根激波性质:略超音速进气道设计原则:多波系结构首先利用总压损失较小的多道斜激波将高速超音速流滞止为低速超音速流,再利用一道较弱的正激波将低速超音速流滞止为亚音速流目的:减小由于激波造成的总压损失
dA dV 2 (M a 1) A V
移，超音速溢流阻力增大，高超音速飞行时，激波系交点后移，激波损失加大， 2、正激波：临界状态正激波位于吼道超临界状态正激波位于吼道之后产生嗡鸣，总压损失加大亚临界状态正激波位于吼道之前亚音速溢流阻力增强调节方法：轴对称进气道：移动中心椎体二元进气道：调节楔角板角度、外罩角度、放气门、辅助进气门第二节、燃烧室
1 2 1 (V9 V0 2 ) (V9 V0 ) *V0 (V9 V0 ) 2 余速损失 2 2
四、总效率
p1* i p0* ,σi 总压恢复系数
2、亚声速进气道皮托管式，安装在尾部或短舱
0
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Fs 2W V0 2 V0 2CpT0 (e 1)( 1) V02 V0 e q0 CpT0 ( e)

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0
1

提
3600CpT0 sfc b H u
2CpT0 (e 1)( 1) V02 V0 e
e
产生推力
(V9 - V0)
p
FsV0 F / qmf V0 (V9 V0 ) *V0 2V0 2 2 2 2 V9 V0 V9 V0 W V9 V0 2 2 2 V9 / V0 1

高超声速进气道起动特性数值研究

第28卷第6期2007年11月　宇　航　学　报Journal of As tronauticsV ol.28N ov ember No.62007高超声速进气道起动特性数值研究丁海河,王发民(中国科学院力学研究所,北京100080) 摘　要:进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD 技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法。

结果表明,进气道不起动的主要原因是非定常过程引起的内收缩段边界层分离和分离激波,进气道性能变化的突跃点为起动和不起动的分界点,边界层抽吸可以明显改善进气道的起动性能。

关键词:进气道;起动特性;边界层抽吸中图分类号:V211.48 文献标识码:A 文章编号:100021328(2007)0621482206收稿日期6225;　修回日期2828基金项目国家自然科学重点基金(556)0　引言进气道的主要作用是压缩来流,在设计和非设计状态下满足燃烧室入口要求。

吸气式超燃或双模态冲压发动机对于进气道的选择和设计是非常重要的,高效的进气道可以显著增加飞行器的有效载荷,而性能差的进气道甚至会导致推进系统产生净负推力。

进气道的起动能力决定着其可能的工作范围,因此,对进气道起动性能的研究至关重要,而影响其起动的关键问题在于内进气道的面积收缩比。

引起进气道不起动的因素主要包括:来流马赫数、背压、几何喉道或热力喉道。

目前对高超声速进气道不起动问题的研究主要集中在背压引起的不起动[1,2]和几何喉道引起的不起动[3],而对于来流马赫数引起的不起动研究较少。

本文主要针对二维高超声速进气道,研究来流马赫数引起的不起动问题。

研究表明,对于固定几何高超声速进气道,存在一个上临界马赫数和下临界马赫数,根据进气道初始状态的不同会出现起动和不起动两种状态。

当进气道在不起动状态下由低马赫数向高马赫数飞行,马赫数低于上临界马赫数时,进气道是不能自行起动的;当进气道在起动状态下由高马赫数向低马赫数飞行,在马赫数高于下临界马赫数时,进气道处于起动状态。

A3类采油井控设备试题及答案

A3 类采油及作业井控设备考试卷单位：姓名：成绩：一、填空题（每空 1.5 分 ,共 60 分）1、井控设备指实行油气井（压力控制）所需要的一整套 (设备) 、( 仪器仪表) 、( 专用工具) ，是井控技术中不行缺乏的构成部分。

2、长停井应保持井口装置完好，并成立巡检、报告制度；“三高”油气井应依据停产（原由）和停产（时间），采纳靠谱的井控举措。

3、井控设备拥有有效地预防井喷、（提早地发现异样）、（快速地控制井喷）、（正确地办理恢复）的功能。

4、封隔器最主要的井控作用是封隔住（油管外衣管内的环形空间），防备环空井喷。

5、荒弃井封堵施工作业应有施工设计，并按程序进行审批。

作业前应进行（压井），压稳后方可进行其余作业。

6、采油及注入井荒弃时，井口套管接头应露出地面，并用厚度不低于（5）毫米的圆形钢板焊牢，钢板面上应用焊痕标明 ( 井号 ) 和封堵 ( 日期 ) 。

气井及含气油井荒弃时应安装简略井口，装 ( 压力表 ) ，盖井口房。

7、采油（气）井进行清蜡、洗井、气举诱喷等作业和试井作业施工前，应提早展望 (压力变化) ，并下达施工 (设计)，其内容包含井控安全及(防井喷) 举措。

8、三高”气井应安装井口安全控制系统；“含 H2S井场应安装固定式（H2S）检测仪和（防爆排电扇）等，并装备足足数目的气防用具。

9、发生井喷事故或H2S泄露事故，均应依据“（四）不放过”原则检查处理。

此中，（Ⅰ ）级井喷事故和（Ⅱ）级井喷事故由总部直接检查办理；（Ⅲ）级井喷事故原则上由油田公司检查办理；（Ⅳ）级事故原则上由专业化公司或油气生产单位检查办理。

10、井位选址应综合考虑周边人口和（永远性设备）、（水源）散布、地理地质特色、（季风）方向等，保证安全距离知足标准和应急需要。

矿区选址应试虑矿井坑道(散布)、(走向)、长度和深度等。

11、采油井口、灌水井口试验介质为（清水）；采气井口试压介质为（氮气）或（空气）。

12、采油采气井控装置主要包含井下管串、（井口装置）、（采油采气树）、防喷器、防喷盒、内防喷装置、防喷管、放喷管线、相般配的闸阀、井口监控装置、地面控制盘、井口高低压截断系统等。

【国家自然科学基金】_高超声速进气道_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730

2012年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
2013年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
推荐指数 4 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2009年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22
科研热词高超声速进气道进气道内乘波高超进气道风洞试验边界层分离边界层起动激波流线追踪吻切流吸气式高超声速飞行器吸气式高超声速弋行器变截面双乘波冲压喷气发动机内流道内收缩式内收缩全流量捕获乘波前体一体化
2011年科研热词高超声速进气道高超声速边界层分离激波-边界层相互作用激波流动控制数值仿真总压恢复系数弯曲激波压升规律鲁棒h∞滤波高超声速飞行器高超声速轴对称进气道高超声速二维进气道风洞试验遗传算法进气道边界层转捩超燃冲压发动机进气道超声速流动计算流体动力学被动控制自适应滤波结构模态观测器激波与边界层相互作用激波/边界层相互作用湍流模型涡结构测压试验流动分离气动特性模态抑制曲面压缩型面曲面压缩数值模拟数值优化开缝壁面压升规律基准流场可调进气道反设计优化设计二维高超声速进气道二次流乘波体 weno:分离 python mhd流动控制 hlle格式推荐指数 6 3 2 2 2 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1

一种带乘波前体的三维内转式进气道实时油流显示方法及采用的油剂

专利名称：一种带乘波前体的三维内转式进气道实时油流显示方法及采用的油剂
专利类型：发明专利
发明人：王卫星,李宥晨,罗龙康,谭慧俊,张仁涛
申请号：CN202010546271.2
申请日：20200616
公开号：CN111811769A
公开日：
20201023
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提供一种带乘波前体内转式进气道实时油流显示方法，包括油剂配制、油剂刷涂、封闭的试验舱、光源、实时拍摄等。

所述油剂配制采用二氧化钛、硅油及油酸，其中油酸用于调节油剂粘度；所述油剂刷涂即根据壁面剪切力大小在模型不同表面刷涂不同的油剂，该刷涂方案有利于减弱油剂堆积，加快油流图谱的发展，油流条纹痕迹清晰；本发明提供的实时油流试验技术方案，能够获得带乘波前体内转式进气道近壁面复杂流动的高质量图谱，规避风洞关闭过程中流场变化的不利影响，可为该类进气道复杂流动分析提供技术方案。

本发明同时提供了该显示方法采用的油剂的技术方案。

申请人：南京航空航天大学
地址：210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
国籍：CN
代理机构：南京苏高专利商标事务所(普通合伙)
代理人：张弛
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进气道ppt课件

内部流动损失
粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失
气流分离损失
由气流附面层离体而产生的, 当通道内扩张度过大时就容易产生因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角
7
气流流过进气道外壁面时, 也存在粘性摩擦损失和分离损失
第二章进气道
❖ 定义
狭义：飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段管道（对于涡喷发动机）
短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）
广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、防止外来物进入的防护装置等
本课程中所指的一般为进气系统
1
进气道
发动机在试车台上试车
❖ 进气道内参数变化规律
扩张段
速度V下降，压力P和温度T升高，也就是空气受到压缩。由于空气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩。
收敛断
气流速度稍有上升, 压力和温度稍有下降, 这样可以使气流比较均匀地流入压气机保证压气机的正常工作。
❖ 进气道内进行的能量交换
动能转变为压力位能和热能
p 1
—进气道出口气流总压的平均值
9
冲压比πi
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
表达式
* i
p1* p0
冲压比越大, 表示空气在压气机前的冲压压缩程度越大
根据气体动力学总、静压以及马赫数与因速之间关系
i
i
1
1 2
Ma 1
i 1
1 2
V2
RT0
1
影响参数
流动损失、飞行速度和大气温度
气流参数沿流程的变化
5
❖性能参数

2024年公用设备工程师之专业案例(动力专业)通关题库(附答案)

2024年公用设备工程师之专业案例（动力专业）通关题库(附答案)单选题（共45题）1、压缩式制冷装置压气机吸入的空气P1=0.1MPa，t1=27℃，定熵压缩至P2=0.5MPa.再经定压冷却后温度降为30℃，则该制冷循环的制冷量为( )kj/kg。

A.108.2B.120.6C.95D.109.8【答案】 D2、假设氮气被等温可逆压缩到10.1MPa，其低压对应于液氮在71.9K的饱和蒸气压(0.05MPa)。

设氮的一次节流液化系统的操作温度为290K和71.9K。

若把液化器用作制冷机，则该系统的制冷量为( )kj/kg。

A.21.0B.22.6C.23.2D.24.5【答案】 A3、有一汽轮机工作于500℃及环境温度30℃，则该热机可能达到的最高热效率是( )。

A.0.462B.0.524C.0.608D.0.832【答案】 C4、对于纯冲动级喷嘴叶栅来说，其速度系数相对变化为1%，则该级的轮周效率相对变化为( )。

A.0.5%B.1%C.1.5%D.2%【答案】 D5、某压缩机站内设有3台压缩机，各台压缩机的声压级分别为92dB(A)、90dB(A)、93dB(A)，则总声压级为( )dB(A)。

A.96.56B.92C.93D.90【答案】 A6、压缩式制冷装置压气机吸入的空气P1=0.1MPa，t1=27℃，定熵压缩至P2=0.5MPa，则所消耗的压缩功为( )kj/kg。

A.169.6B.172.6C.176.8D.182.57、某压缩机站内设有3台压缩机，各台压缩机的声压级分别为92dB(A)、90dB(A)、93dB(A)，则总声压级为( )dB(A)。

A.96.56B.92C.93D.90【答案】 A8、炼焦用煤通常采用配煤工艺来扩大原料煤种，某焦化厂采用肥煤22%，焦煤26%，瘦煤16%，气煤36%的比例配煤炼焦。

配煤的各煤种挥发分含量(空气干燥基，重量%)依次为V1=28.5%，V2=23.8%，V3=12.6%，V4=40.6%，则配煤的挥发分按照可加性近似计算为( )。

采油工中级理论知识试题(单选题)

采油工中级理论知识试题（单选题）一、单项选择题（共25小题，每小题2分，共50分）1、MF2型灭火器技术参数有质量、压力、有效喷射时间、（）灭火级别、电绝缘性等。

A、有效距离B、泡沫面积C、有效高度D、灭火强度正确答案：A2、油气分离器工作时，重力沉降、离心分离、碰撞分离分别适用于（）A、沉降段、捕雾段、初分离段B、沉降段、初分离段、捕雾段C、初分离段、捕雾段、沉降段D、初离段、沉降段、捕雾段正确答案：B3、抽油机井测试动液面是为了了解（）的工作状况。

A、油层的变化情况和井下设备B、油井的变化情况和井下设备C、油层、油井的变化情况和井下设备D、油层、油井正确答案：C4、注水系统中，由总闸门，泵压表，汇管，上、下流闸门，水表和油压表共同组成的是（）。

A、分水器B、配水器C、流量计D、配水间正确答案：D5、兆欧表是用来测量电器设备（）的。

A、绝缘电阻B、电阻C、电压D、电流正确答案：A6、油嘴孔尺寸过小，游标卡尺测不了，可用（）测交叉十字取平均值。

A、千分尺B、直尺C、卷尺D、外径千分尺正确答案：B7、由于缸体转子在定子橡胶衬套内，表面运动带有滚动和滑动的性质，使油液中（）不易沉积。

A、杂质B、砂粒C、蜡D、落物正确答案：B8、对高压触电事故的处理应带上绝缘手套，穿上绝缘鞋，用（）电压等级的绝缘工具按顺序拉开开关。

A、小于B、低于C、接近D、相应正确答案：D9、抽油机（）频繁断与“四点一线”有关。

A、光杆B、密封填料C、皮带D、抽油杆正确答案：C10、岩石在沉积过程中形成的孔隙称为（）孔隙。

A、原生B、次生C、有效D、绝对正确答案：A11、配产配注是根据（）、减缓含水率上升等开发原则，确定其合理产量和注水量。

A、地层压力B、开发指标C、采油速度D、注采平衡正确答案：D12、抽油机由电动机供给动力，经减速箱将电动机的高速旋转变为抽油机（）的低速运动。

A、驴头B、抽油杆C、游梁D、曲柄正确答案：D13、驱动类型中（）水压驱动油藏，采收率是最高的，可能达到25%～60%。

2023年公用设备工程师之专业知识(动力专业)通关练习题库

2023年公用设备工程师之专业知识（动力专业）通关练习题库单选题（共20题）1. 旋风除尘器是( )。

A.一种适用于输气站场的高效除尘设备，适用于气量大、压力较高、含尘粒度分布较广的干天然气的除尘B.以一定的过滤材料，使含尘气体通过过滤材料达到分离气体中固体粉尘的一种高效除尘装置C.气体由总管进入气体分布室，随后进入外管与导向叶片之间的环形空隙，导向叶片旋转使粉尘分离出来的一种除尘装置D.利用旋转的含尘气体所产生的离心力，将粉尘从气流中分离出来的一种干式气—固分离装置【答案】 D2. 对于凝结水泵来说，一般选用2×100%容量，一台运行，一台备用；但是对于采暖抽汽！式机组，宜装设( )容量的凝结水泵。

A.3×50%B.3×30%C.3×40%D.3×70%【答案】 A3. 开启式螺杆式制冷压缩机中目前广泛采用( )来调节冷量。

A.滑阀调节机构B.吸排气旁通C.改变转速D.间歇停机【答案】 A4. 圆盘给料机是最常用的配煤给料设备，其特点为( )。

A.调节方便，结构简单，对煤料水分适应性较强，下料畅通B.对黏结性媒适应性差，如当煤水分大于12%或有较多煤泥时，易产生不均匀的塌落，影响配煤准确度C.无传动结构，结构简单，质量轻，耗电量低D.结构简单，但槽下出料口较小，对煤料块度和水分适应性较差，易堵塞，下料不畅【答案】 A5. 储配站内每组相对独立的调压计量等工艺装置区应配置干粉灭火器，其数量不少于( )个。

A.1B.2C.3D.4【答案】 A6. 抗性消声器由突变界面的管和室组成。

抗性消声器适合于消除( )躁声。

A.中、低频B.低频C.高频D.中频【答案】 A7. 门站和储配站内应根据输配系统调度要求分组设置计量和调压装置，装置前应设( )。

A.流量调节器B.分离器C.过滤器D.加热量【答案】 C8. 对于离心式压缩机与螺杆式压缩机，其出口的逆止阀应设在( )。

2022年-2023年公用设备工程师之专业知识(动力专业)精选试题及答案二

2022年-2023年公用设备工程师之专业知识（动力专业）精选试题及答案二单选题（共30题）1、工业企业用气车间、锅炉房以及大中型用气设备的燃气管道上应设放散管，放散管管口应高出屋脊( )m以上。

A.1.5B.0.5C.2.0D.1.0【答案】 D2、在天然气交接点的压力和温度条件下，天然气的烃露点应比最低环境温度低( )℃。

A.4B.5C.6D.7【答案】 B3、质调节的优点是( )。

A.可随着室外温度的变化而自动调节，是一种辅助性调节工具B.管理简单，操作方便，网路水力工况稳定C.经济合理，可操作性强D.仅适合室外温度较高的供暖初期和末期，一般作为一种辅助工具【答案】 B4、煤气厂(站)的安全卫生与劳动保护措施有五种，不包括( )。

A.防爆B.防火C.防噪声D.防水【答案】 D5、当为露天调压站时，调压站室外进、出口管道上阀门距离调压站不宜小于( )m。

A.20B.15C.10D.5【答案】 C6、常压固定床煤气发生炉内的气化过程主要形成了五个层面，其中氧化层煤炭燃烧放热，料层温度为炉内最高，即为( )℃。

A.1300～1400B.1100～1300C.1200～1500D.900～1200【答案】 B7、截断阀门的用途为( )。

A.主要用于截断或接通介质流，包括截止阀、隔膜阀、球阀、碟阀等B.主要用于调节介质的流量、压力等，包括调节阀、节流阀、减压阀等C.主要用于阻止介质倒流，包括各种结构的止回阀D.主要用于分配、分离或混合介质，包括各种结构的分配阀和疏水阀等【答案】 A8、当循环水泵运行时，供水管上各点压力总水头的连线称为( )。

A.供水管动压头线B.供水管静压头线C.供水管动水压线D.标高线【答案】 C9、关于工业建筑的工业热负荷，下列叙述不正确的是( )。

A.工业热负荷包括生产工艺热负荷B.工业热负荷不包括生活热负荷C.工业热负荷包括通风空调热负荷D.工业热负荷包括工业建筑的采暖热负荷【答案】 B10、对于小型压缩机来说，其排气量(按进气状态计)为( )m3／min。

2022-2023年公用设备工程师之专业知识(动力专业)通关练习试题和答案

2022-2023年公用设备工程师之专业知识（动力专业）通关练习试题和答案单选题（共20题）1. 按照油品火灾危险性分类标准，轻、重柴油，20号重油属于( )。

按照油品火灾危险性分类标准，轻、重柴油，20号重油属于( )。

A.乙类B.甲类C.丙B类D.丙A类【答案】 D2. 开启式螺杆式制冷压缩机中目前广泛采用( )来调节冷量。

开启式螺杆式制冷压缩机中目前广泛采用( )来调节冷量。

A.滑阀调节机构B.吸排气旁通C.改变转速D.间歇停机【答案】 A3. 离心式压缩机的特点不包括( )。

离心式压缩机的特点不包括( )。

A.排量大B.压比小C.结构紧凑D.转速低【答案】 D4. 以下选项中，( )为螺杆式制冷压缩机的供油方式。

以下选项中，( )为螺杆式制冷压缩机的供油方式。

A.润滑油喷射润滑B.压力供油润滑C.离心供油润滑D.飞溅润滑【答案】 A5. 对于储配站内储罐区应配置干粉灭火器，配置数量应按储罐台数每台设置( )个。

对于储配站内储罐区应配置干粉灭火器，配置数量应按储罐台数每台设置( )个。

A.2B.3C.4D.5【答案】 A6. 在氧气供应系统中，采用液体贮罐来解决( )的工况。

在氧气供应系统中，采用液体贮罐来解决( )的工况。

A.平均耗气量较大B.频繁短期用量波动C.经常出现较大用量变化D.偶尔出现较大用量变化【答案】 D7. 下列关于无补偿式直埋管道说法错误的是( )。

下列关于无补偿式直埋管道说法错误的是( )。

A.国内外无补偿自埋管道敷设设计建立在两种不同的理论基础之上，一是安定性分析理论，另一是弹性分析理论B.由热力管道内压及外载产生的应力为一次应力，此应力不是自限性的C.由温差引起的热应力称为二次应力，这种应力是自限性的D.弹性分析理论是北欧各国设计直埋管道的依据，主要特点是供热管网在工作之前必须进行预热，预热温度必须高于管道运行温度【答案】 D8. 汽轮机的保护装置包括超速保护装置、( )和低油压保护装置等。