飞机机身腹部与两侧进气道性能比较试验研究

通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响。试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感。      

超声速铲形进气道数值计算及试验研究

为了研究超声速铲形进气道的气动特性,针对固定几何超声速铲形进气道,利用数值仿真计算及风洞试验,获得了来流马赫数Ma∞=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=-6°,-3°,0°,3°,6°,8°以及侧滑角β=3°,6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性,随着攻角的增加,总压恢复系数和流量系数增加;6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计,能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。     

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角(α=0°～45°)和侧滑角(β=-15°～15°)对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明:在低速来流状态(Ma≈0.1)下,随着攻角的增加(α从0°增加到45°),进气道总压恢复系数下降较小,总压畸变指数几乎不变,这有利于飞机的大攻角机动飞行。      

三维进气道湍流流场数值模拟

结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况.计算结果表明:0°攻角和10°攻角时,机头激波对入口气流影响不大,出口气流总压分布相对均匀,且高压区面积较大;而10°侧滑角时,受机头激波的影响,进气道前方出现小范围的低压区,且出口气流低压区较大.     

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.     

双下侧定几何二元混压式进气道的流场特征和气动性能分析

针对一种冲压发动机用双下侧布局二元混压式进气道,利用经过试验验证的数值方法分析其流场特征和气动性能。研究结果表明:1)在高于起动马赫数2.25下一定反压范围内,由于气动喉道的出现使结尾激波系可以停留在收缩通道内;2)随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,当激波贴口后基本保持不变;3)在一定迎角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当迎角增大至进气道不起动时,随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数基本不变;4)随着侧滑角的增大,两侧进气道总压恢复系数均是下降的。     

组合发动机可调进气道气动性能

为使涡轮/冲压组合发动机能在宽广的飞行高度、速度内飞行,设计一种组合发动机可调进气道气动结构.编制带黏性修正激波系结构预估程序,实现不同来流马赫数及来流攻角下,进气道内激波系结构布置及强度预估,并指导进气道可调楔板尺寸选取.考虑进气道附面层抽吸后,对来流在马赫数为1.6～4.0范围内,-2°,0°和+2°三种攻角下进气...     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

飞翼布局无人机保形非对称S弯进气道设计及优化

基于国产动力约束及隐身设计要求,针对飞翼布局无人机双发动机布局进行了保形S弯进气道设计,为进一步提高进气道性能,开展了进气道优化设计研究.首先利用CFD（计算流体动力学）方法对保形进气道风洞模型进行验证,然后结合参数化建模和网格自动生成技术进行CFD数值模拟,最后利用RBF（radial basis function neural network）代理模型及多岛遗传算法开展进气道优化设计.结果表明:①优化后进气道性能有所改善,尤其表现在4°迎角之后性能明显提升,Ma=0.6下4°迎角时总压恢复系数提高了5.46%,畸变指数降低了38.7%;②优化后进气道截面积分布相比初始构型在前段更缓和而后段略微升高,中心线则在前1/3段与初始构型基本一致,之后曲率变化更加平缓;③保形进气道在出口截面具有较强的二次流,侧滑角对于此类进气道在小迎角下影响较小而大迎角时影响较大,设计时应关注大迎角时侧滑特性.      

短S弯进气道流场数值模拟研究

对短S弯进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。采用非结构网格、标准k-ε湍流模型求解三维N-S方程,计算了在马赫数为0.7的来流工况下,平飞、3°攻角、3°侧滑角时S弯进气道内部的流动特性;从纵向中心截面马赫数、出口总压恢复及二次流等方面,定性地分析和比较了3种工况下流场的差异。结果表明,短S弯进气道对侧滑角非常敏感;在其出口,在平飞及3°攻角时形成对涡,而在3°侧滑角时则形成了整体涡;其流场品质,在3°攻角时相对较好,平飞次之,3°侧滑角时最差。     

双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验

 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma＝2.5,侧滑角β＝0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma＝2.5,α＝2°,β＝2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。     

双垂尾飞行器偏航力矩非线性变化分析

以典型双垂尾飞行器为研究对象,通过风洞试验研究了模型在不同侧滑角下的偏航力矩特性,计算分析了风速为30m/s、侧滑角为4°时模型随迎角变化的流场及偏航力矩变化特性。试验及计算结果表明模型在侧滑角1°及1°以上、迎角大于10°时偏航力矩出现非线性变化特性,在迎角为0°~25°时,垂尾和机头是全机偏航力矩的主要贡献部件,而垂尾是全机偏航力矩非线性变化的主要原因部件。     

弹用“X”,型倒置二元进气道方案与常规正置方案的气动性能对比

为提高来流马赫数范围为2~4的“X”型进气系统大攻角下的稳定裕度,设计并研究了一种倒置二元进气道设计方案,并将其与正置方案进行了比较。结果表明:来流马赫数为2.3~3.5，攻角范围为0°~6°时，倒置布局设计方案总体性能较优,未出现明显激波/附面层干扰问题,能够满足设计要求。在采用相同的进气道设计方案时,倒置布局其迎风与背风进气道结尾激波位置及总体性能参数差异更小；0°攻角时倒置布局临界总压恢复系数与正置布局相当,4°攻角时倒置布局比正置布局高2%~3%,8°攻角时普遍高19%以上,且来流马赫数越高提升幅度越明显,8°攻角下倒置布局总流量系数较正置布局高6%左右。研究还发现,当来流马赫数较低时倒置布局总阻力低于正置布局, 4°攻角时低1.7%；而来流马赫数较高时倒置布局总阻力高于正置布局,4°攻角时高2.0%。      

高超侧压进气道溢流方案的改进与分析

为了提高高超侧压进气道的性能,通过在其侧板上方添加盖板与在底板开槽的方式对其溢流方案进行了改进.对原型与改型进气道进行了来流Ma =4 ～7流场的数值模拟,并对两进气道进行了Ma =4时不同攻角下的起动性能试验.结果表明,低马赫数时(Ma =4,5),在总压恢复系数基本保持不变的前提下,改型进气道的流量系数较原型进气道获得大幅提升,Ma =4时,提高20.6％,Ma =5时,提高11.5％.在流量系数增加的同时,起动性能也获得大幅提升,来流为Ma =4时,由-2°攻角下起动提升为+4°攻角下依然可以实现起动.由于溢流方案的改进针对低马赫数时的进气道流场,在高马赫数时(Ma =6,7),进气道的性能基本不变.研究表明,抑制侧板间溢流的同时引入底板溢流的方式是提高高超侧压进气道综合性能的有效途径.     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

内转式进气道自起动性能研究

为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进气道不能自起动,下壁面存在大范围的三维流动分离,流动损失严重。为了提高进气道的自起动能力,在下壁面距前缘400mm位置开孔泄流,开孔区域约100mm×40mm,开孔率0.2,实验模型孔径3mm;研究表明,泄流后进气道顺利自起动,总压恢复系数提高了0.25,泄流量损失仅为捕获流量的1%。进一步数值研究表明,泄流构型在攻角0°时的自起动马赫数在4.3～4.4,泄流极大地拓宽了进气道的工作范围。     

TBCC进气道变几何泄流腔研究

提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma₀的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma₀的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma₀≤2.0和Ma₀≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma₀的增加而减小;当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压(50.6625kPa),均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.结合高速风洞试验研究结果,印证了可变几何泄流腔方案的可行性.      

高超二元曲面压缩进气道前缘激波特性分析

不同的二元进气道前缘激波压缩方式直接影响进气道性能参数,尤其是流量系数。详细分析研究了两种类型的高超二元曲面压缩进气道前缘激波随攻角和来流马赫数变化的特性。计算结果显示,对于初始楔加等熵压缩的二元曲面进气道,在给定的初始楔角下,随着进气道攻角的增大前缘激波与压缩面之间的夹角先减小后增大,随着来流马赫数的增大,前缘激波与压缩面之间的夹角减小;而对于等压力梯度分布控制的弯曲激波压缩二元曲面进气道,随着进气道攻角或来流马赫数的增加,前缘激波与压缩面间的夹角都增大。通过理论和计算分析表明,是斜激波与马赫波不同的相交模式造成了两种曲面压缩进气道的前缘激波随进气道攻角和来流马赫数变化的特性不同。      

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.