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.     

民用飞机侧滑角传感器安装位置数值研究

侧滑角传感器的安装位置会影响当地侧滑角测量的准确性,并且其尾迹涡可能会影响到布置在机头两侧其他传感器,因而研究侧滑角传感器的安装定位对民用飞机的操控特性和安全性有着重要意义。采用基于非结构网格的计算流体力学(computational fluid dynamic,简称CFD)数值模拟方法研究了侧滑角传感器安装位置对机头附近当地侧滑角和对当地攻角的影响。计算构型分别为全机干净机身构型和全机干净机身加上安装在机头上两组不同位置分布的侧滑角传感器构型。计算工况为来流马赫数0.85,来流攻角±2°,干净构型的来流侧滑角为0°～20°,传感器构型来流侧滑角0°和10°。对三种构型的流场、机头偏移面处当地侧滑角、当地攻角分布和无量纲涡量分布进行了分析比较,得到侧滑角传感器处当地侧滑角随来流侧滑角的变化规律,以及侧滑角传感器的尾迹影响区域及其对机头两侧当地攻角分布的影响,并给出了侧滑角传感器尾迹影响下机头两侧攻角传感器的合理布置区域。     

双下侧布局带泄流腔二元进气道试验

针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0~3.5,姿态角范围为α=-4°~10°,β=0°~4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围.     

S形进气道流场数值模拟

考虑了外流场对进气道内部气流流动状况的影响,将S形进气道的内外流场进行综合求解.采用有限容积法,求解全三维N-S方程.将数值计算结果与实验数据进行了对比,分析了机头/前机身对进气道入口气流的影响,同时也分析了进气道入口激波分布和进气道内部气流流动情况,以及出口流场的气流品质.从计算结果看该进气道损失比较大,出口截面最高的总压恢复系数为0.96;二三级调解板可以有效地引导气流,避免第一转弯处的大面积回流.     

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。     

一体化乘波进气道改进设计和流动特征分析

为提高一体化乘波进气道的性能，通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下，该构型性能优良，具有前体/进气道一体化设计的特点，压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下，前缘弯曲激波的形状变化较小，有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下，内压缩段的流动不均匀，该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的，内压缩段背风侧会出现低压区，诱导出流向涡，当截面内的气流流向低压区时，内压缩段内会形成双涡结构，当气流流出低压区时，第二个涡会被耗散掉，形成单涡结构。      

前机身/进气道攻角特性的数值与试验研究

为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性,对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况,同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数,有效提高飞行极限;在超声来流下,进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右,在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变,在此攻角范围之外,总压畸变对攻角的变化很敏感。     

带前输出轴直升机进气道侧滑特性

本文针对带有前输出轴直升机进气道结构特点 ,以实验的方法 ,在直升机飞行包线范围内 ,着重研究在侧滑角从 0°到 1 3 5°状态下的直升机进气道流场特性 ,测量分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究结果表明 ,这类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高 ,且与侧滑角的关系不大。但是进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数却与侧滑角的大小密切相关。其中在侧滑角为 90°时 ,进气道出口截面流场品质最佳 ,而当侧滑角大于 90°时 ,出口流场迅速恶化     

一种无人机用背负式无附面层隔道进气道的设计及实验验证

结合一类似于“全球鹰”的无人侦察机外形 ,对一种新型高隐身低外阻进气道进行了如下设计 :采用背负式布局方案 ,使用无隔道技术 ,并提出了一种新的进口截面形状。加工了风洞试验模型并开展了验证性风洞实验研究工作。结果表明 :(1 )尽管受到机头遮蔽的不利影响 ,且没有采用传统的附面层隔道 ,所给出的背负式无隔道进气道方案性能 (Ma :0 5 0～ 0 70 ,α :- 4°～ 6° ,σ >0 975 )与常规的有隔道“S”弯进气道相当 ;(2 )特殊进口截面形状及无附面层隔道技术的采用将进气道与机身有机地融为一体 ,使进气道整体都处于飞行器头部的遮蔽之中 ,这有利于改善飞行器的阻力特性和隐身性能 ;(3)进气道出口截面上未发现因附面层吸入而造成的低总压区 ,这说明高度与当地附面层厚度相当的进口鼓包能有效地隔除附面层中能量较低的气流 ;(4 )研究范围内 ,负攻角对进气道的总压恢复系数有利 ,正攻角对周向畸变指数有利 ,而侧滑角则对两者均有着不利影响 ;(5 )唇口的设计对进气道的侧滑角性能有着重要影响 ,进气道性能的进一步提高应考虑唇口设计的改进     

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°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)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 4 5°) ,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。     

Busemann进气道无粘流场数值分析

为了研究Busemann进气道的流动特性，对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4，5，6，7，8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析，对其中的3。截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明：基准进气道具有相当高的无粘总压恢复；流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能，而同时其起动性能大为提高；截短后的进气道长度大幅减小，而其性能仍然保持在较高的水平；截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明，粘性造成了较大的总压损失。     

Performance of wavecatcher intakes at angles of attack and sideslip

A wavecatcher type scramjet intake, that reduces the Mach number number from 4 to 1.552, is used as the basis for a study of flow starting/unstarting as affected by freestream angles of attack and sideslip. The intake design is based on a morphed streamtube consisting of two conical flow streamlines using streamline tracing and osculating axisymmetric design theory. Intake flow and performance is modeled using the numerical CFD code and the k-ε turbulence model. The intake unstarts at a sideslip angle of 2°, a positive angle of attack of 1°. Both positive angle of attack and sideslip angle have an adverse effect on the startability of the MBus intake. At negative angles, the intake initially unstarts at −5° angle of attack, due to the thickened shear layer induced by the streamwise vortex. Then it re-starts at −8° angle of attack, mainly due to the expansion fan formed at the leading edge, causing the shock wave structures inside the intake to be re-established.     

An experimental investigation on static directional stability

A generic aircraft usually loses its static directional stability at moderate angle of attack (typically 20–30?). In this research, wind tunnel studies were performed using an aircraft model with moderate swept wing and a conventional vertical tail. The purpose of this study was to investigate flow mechanisms responsible for static directional stability. Measurements of force, surface pressure and spatial flow field were carried out for angles of attack from 0? to 46? and sideslip angles from ?8? to 8?. Results of the wind tunnel experiments show that the vertical tail is the main contributor to static directional stability, while the fuselage is the main contributor to static directional instabil-ity of the model. In the sideslip attitude for moderate angles of attack, the fuselage vortex and the wing vortex merged together and changed asymmetrically as angle of attack increased on the wind-ward side and leeward side of the vertical tail. The separated asymmetrical vortex flow around the vertical tail is the main reason for reduction in the static directional stability. Compared with the wing vortices, the fuselage vortices are more concentrated and closer to the vertical tail, so the yaw-ing moment of vertical tail is more unstable than that when the wings are absent. On the other hand, the attached asymmetrical flow over the fuselage in sideslip leads to the static directional instability of the fuselage being exacerbated. It is mainly due to the predominant model contour blockage effect on the windward side flow over the model in sideslip, which is strongly affected by angle of attack.     

民用飞机总压探头布局位置气动分析方法

民用飞机通过机载大气数据传感器测量飞机所处环境下的大气总压与静压，并计算空速。为研究民用飞机总压传感器布局位置的气动特性，采用CFD数值计算手段得到不同迎角和侧滑角工况下机头附近的流场，通过候选总压探头布局位置的局部气流角度和探头总压损失曲线获得不同工况下的总压损失和空速误差。当局部角度曲线斜率低且各曲线聚集时，是总压探头的理想最优布局位置，探头局部气流角对迎角和侧滑角均不敏感，能同时保证横向和纵向气动特性最优；通过探头位置的局部气流角度并结合风洞试验获得的总压损失系数分布曲线进行总压损失预估，该方法对总压损失的预测准确有效,预测精度满足要求，可用来进行空速误差估算；总压探头布局位置的选取需结合民用飞机实际运行的侧滑角/迎角包线综合判断。     

超音速进气道建模方法研究

对某可调混压进气道在不同攻角、不同马赫数、不同斜板角度下进行了大量的数值计算。给出了设计状态下进气道内外流场特征;分析了攻角变化对进气道流场的影响;以数值仿真结果为基础,利用B样条理论建立了反映攻角、马赫数及可调斜板角度变化的超声速进气道数学模型。根据此数学模型,分析了攻角和进口气流马赫数对进气道性能的影响,同时给出了斜板对进气道性能的影响。     

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。     

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.      

类X-47狭缝式进气道的流动特征与工作性能

 对一种背部安装的狭缝式进气道进行了设计和仿真研究，获得了该类进气道的流动特征和工作特性。结果表明，由于存在剧烈的通道弯曲和宽度收缩，进气道的内部流动较为恶劣，边界层气流在通道的上方和下方两侧堆积，并在扩压器后段的上部出现了分离。当自由流马赫数为0.70、迎角为0°时，进气道出口截面的总压恢复系数为0.975，总压畸变指数则达0.484。另外，进气道前方的大鼓包未能起到有效排除前体边界层气流的效果，而正迎角下前体侧棱产生的前缘涡则能将前体边界层扫向机体的两侧，有效减少了进入内通道的低能气流，对出口截面下方两侧的低总压区起着抑制作用。本文的工作还为狭缝式进气道的改进设计提供了依据。