基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善

针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%.      

平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证

为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma₀=0.7,α＝-2°~8°,β＝0°~2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920~0.952之间,周向畸变指数在1.142%~2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数,而小角度侧滑时对出口流场畸变的影响不大,不仅未下降,反而稍有增加。     

亚声速进气道出口流场畸变控制研究

一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4～0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。     

半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。     

一种双S形进气道流场特性及控制的试验研究

首先利用高速风洞对一种与机身保形的双S进气道原始模型进行了研究,结果表明进气道出口截面总压周向畸变指数较大.继而,在低速风洞试验的基础上选择了一种基于涡流发生器的流场控制方案,并在高速风洞中开展了对该进气道高速风洞流场控制试验研究,分别获得了流量特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性规律.研究结果表明:(1)原型方案的高速风洞试验结果说明双S弯进气道第二S弯上壁面产生了气流分离,在横截面二次流的共同作用下,导致该方案出口截面的上方存在一较大的低压区,当Ma0=0.8,α=0°,β=0°时匹配点处总压恢复系数σ为0.958,周向总压畸变指数Δσ0达到11.7%,超过了一般航空发动机的忍受范围.(2)与原型方案的风洞试验结果相比,涡流发生器控制技术能够有效抑制双S弯进气道第二S弯上壁面的气流分离,大幅度降低了该进气道的流场畸变.设计状态下(Ma0=0.8,α=0°,β=0°)总压恢复系数σ为0.953,周向总压畸变指数Δσ0仅有2.3%,综合畸变指数W为4.1%,满足了发动机的使用条件.(3)研究范围内,较低的飞行马赫数使得流场控制方案出口截面的总压恢复系数略有升高,但对周向畸变指数有着不利影响.此外,随着攻角从-4°增加到8°,出口总压恢复系数和周向畸变指数均逐渐降低.而当侧滑角从0°变化到6°时总压恢复系数几乎不变,但大侧滑角给周向畸变指数带来的不利影响较为显著.(4)在飞行马赫数Ma0=0.6～0.85,攻角α=-4°～8°,β=0°～6°的范围内,匹配点处进气道的总压恢复系数在0.936～0.961之间,周向畸变指数在1.4％～5.4％之间,综合畸变指数在3.8％～7.0％之间,表明采用流场控制后的进气道方案已达到实用水平.     

一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征

对一种平面埋入式进气道的地面工作特性进行了实验研究, 结合数值仿真技术, 分析了地面工作状态下该类进气道的流态特征, 并探讨了其出口总压图谱的形成成因.结果表明:(1)虽然进气道出口截面的二次流较弱, 但通道内却存在强的以对涡为特征的旋流, 该对涡因埋入式进气道进口侧棱的存在而产生, 与后唇口前缘的气流分离共同导致了进气道出口截面的大面积低总压区;(2)地面工作状态下, 埋入式进气道的总压恢复系数随出口马赫数的上升而下降, 周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随着出口马赫数的增加而增加.在相同的出口马赫数下, 地面工作状态的总压恢复系数高于飞行状态, 各种畸变指数也明显偏高.但当发动机的进口工作马赫数为0.35左右时, 进气道出口截面的综合畸变指数W小于10.0%, 满足常规发动机的稳定工作要求;(3)计算和实验结果对比表明, 所得到的进气道出口总压恢复系数相对误差在1.2%以内, 但畸变指数整体偏大.      

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.      

半埋入式S弯进气道设计及其优化

为了减小大量附面层(δ=20%入口截面高度)吸入的半埋入式S弯进气道出口畸变,在完成其设计的基础上,以ISIGHT优化软件为平台,应用非支配排序遗传算法对其扩压器部分进行优化,并将优化前后结果进行对比。结果表明:优化后,进气道总压恢复系数略有提高,旋流畸变改善最为明显,降低约49.31%;几何结构相对原型改变较大,中心线趋于前后缓急相当,截面面积开始缓慢递增,靠近出口时急剧增加,呈现出"后发力"的特点;不同马赫数下,优化后进气道出口截面总压恢复、周向总压畸变、旋流畸变都有所改善,但优化前后各参数随马赫数的变化趋势不尽相同。     

全尺寸埋入式进气道地面特性试验

采用在进气道出口连续抽气的方法,在地面静止状态(俯仰角α=0°,偏航角β=0°)下试验研究全尺寸埋入式进气道的气动特性。首先介绍了试验方法,给出了出口总压分布图谱,然后对进气道流量和畸变特性进行了分析。结果表明:试验设计合理,准确校准了进气道出口流量;地面静止状态下进气道性能良好,总压恢复系数随流量的增大而减小,周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随出口马赫数的增加而增加。     

一种两侧布局的亚声速无人机进气道流场特性

对一种两侧布局的亚声速无人机进气道进行了气动设计和数值模拟研究,得到了该进气道的工作特性.结果表明,进气道唇口、两侧管道的汇合段、以及发动机轮毂对进气道流场和性能影响较大,发动机轮毂能改善进气道出口流场品质,降低流场畸变.在所有状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.97,畸变指数小于0.15,满足发动机的工作要求.      

考虑滑流影响的埋入式进气道气动特性分析与流动控制研究

研究滑流对埋入式进气道性能的影响机理对于发动机的稳定性具有重要意义。针对某型涡桨发动机 滑油散热器进排气道系统,基于 CFD技术建立系统的螺旋桨滑流与滑油散热器内流一体化数值模拟方法,进 行考虑滑流影响的滑油散热系统埋入式进气道气动设计仿真分析;针对埋入式进气道由于吸入边界层低能气 流导致通过散热器流量低的问题,设计4组涡流发生器进行主动流动控制。结果表明:滑流使得进气道中的气 流偏离,难以形成稳定漩涡,容易发生流动分离;而合理设计的涡流发生器可以有效改善埋入式进气道内流场 特性,并使通过散热器的流量提高12%。     

某 Bump 进气道流动控制计算研究

以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。     

隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究

本文为隐身外形飞行器用埋入式进气道发展了一套设计方法。该方法的理论基础是埋入式进气道进气机理和气动S弯概念,其关键技术包含通道中心线设计、横截面面积变化规律设计以及横截面形状设计等,各技术可以方便地用数学方法加以描述,整个方法易于编程实现。并结合一种隐身外形无人机提出了埋入式进气道方案,通过实验得到了此类隐身外形飞行器用埋入式进气道的气动特性。结果表明,所提出的埋入式进气道方案可行,所设计的模型进气道性能良好,所发展的设计方法合理。同时验证了埋入式进气道进气机理的正确性,也表明隐身外形飞行器与埋入式进气道的组合方案具有十分光明的应用前景。     

一种双斜切双压缩面气道性能的数值模拟

采用LU－SGS隐式推进方法及ROE的通量差分分裂格式，结合带非线性限量因子的MUSCL插值方法编写了雷诺平均的三维N－S方程的数值求解程序，并供助该流场计算程序研究了一种双斜切双压缩面进气道在未经流场控制情况下的流动结构和气动性能（M＝1.9,H=11Km）。计算结果表明：所编制的流场计算程序能够准确快速地求解三维粘性流场，并对流场间断具有较高的分辨率；所研究的进气道即使在未经流场控制的情况下也具有较高的总压恢复系数，这体现了双斜切双压缩面进气道总压恢复系数高的优点，但由于流场中存在分离流动，应采取抽吸附面层等流场控制措施。     

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

压气机进气畸变数值模拟技术研究

发展了一种针对进气畸变条件下的风扇/压气机进行性能预估和稳定性分析的计算方法。首先研究了将叶片作用力简化为体积力源项的建模方法,在此基础上开发出一套基于体积力的三维进气畸变数值模拟程序,使用该程序对NASA Rotor 35在均匀进气、进口存在稳态总压畸变及同时存在总压和总温畸变的流场进行了模拟分析。结果表明,该程序获得的压气机特性及参数分布与雷诺平均Navier-Stokes(RANS)计算吻合得很好,同时正确地模拟出了压气机转子与上游畸变来流的耦合作用及其对压气机性能和稳定工作裕度的影响。     

不同进口条件对OGV/ 前置扩压器流场大涡 模拟结果的影响

为了研究不同进口条件对压气机出口导向叶片(Outlet Guide Vane,OGV)/前置扩压器流场性能的影响,分别采用合成涡方法与白噪声方法生成进口条件,研究不同进口条件对流场数值模拟结果的影响,并与文献给出的试验结果进行对比。结果表明:采用合成涡方法生成的进口速度场满足试验测得的时均速度分布与脉动均方根分布,且其生成的进口湍流结构可传播到下游较远处;合成涡方法能够较好地预测OGV内的流场,与白噪声方法相比,所预测的OGV吸力面分离区较小;在OGV出口截面、扩压器内和扩压器出口截面,采用2种方法得到的速度分布相差不大,与试验相比分布趋势相同。