朱建国，徐向毅，周学锋

(1.西安航天动力研究所，陕西 西安 710100；2.空军装备部驻西安地区军事代表局，陕西 西安 710065)

0 引言

降温系统主要由进气阀、管路等组成，由进气阀从外界取气，空气经管路、过滤设备后分离空气中的杂质、水分，再通过相关做功装置进一步降低空气的温度，保证系统的冷却效果。进气阀的进气端口采用S形进气道以提高进气效率和结构适应性。

国内外对S弯进气口的研究较多，设计技术也比较成熟，并且有多种形式的S弯进气口投入了实际应用，但S弯进气口由于弯道作用使得进气道的出口形成涡结构[1-2]，造成进气通道对飞行攻角等变化比较敏感。国内外学者进行了大量工作，在进气口前方安装导流板以减小旋流对发动机及进气道的稳定性影响；Lee C C等开展了大偏距、短扩压的进气道设计和研究[3]；靖建朋等人针对S弯进气口开展了设计、仿真和试验研究，获得了进气道性能变化规律和无气流分离的高品质流动[4-6]。上述研究中使用的减小S弯进气道涡旋的导板、隔道等措施可直接指导本文的结构设计，实现了气动性能的改善；对S弯进气道开展亚声速数值风洞的流场模拟及边界设置方法具有借鉴作用。因此，对于进气阀口的S弯流道气动性能与结构参数、布局、工况、攻角均有较强的相关性，对新研发的进气口开展飞行条件下的气动性能和强度性能研究是十分必要的。

本文针对进气阀口的气动性能进行数值计算和试验研究，获得进气阀口总压恢复系数，为下游设备设计提供参数，并通过流固耦合方法分析验证其结构强度。……