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大攻角条件下的二维进气道型面优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
基于一维气体动力学,以进气道前体楔面楔角为优化设计参数,以总压恢复系数、流量系数最大及阻力系数最小为优化目标,对二维进气道外型面进行了优化设计,并综合考虑了大攻角条件下的位于背风面与迎风面上进气道面临的不同来流条件.在优化设计中,采用改进后的NSGA-Ⅱ遗传算法.在问题求解中,对NSGA-Ⅱ算法的交叉算子及优选策略进行了改进.优化结果表明.总压恢复系数与阻力系数的优化结果具有一致性,即二者可同时达到最优;第一级楔角的大小对流量系数的影响显著.对优化结果进行了数值模拟,数值模拟结果表明,文中设计的型面构型满足设计要求.该设计方法可用于二维进气道型面考虑攻角条件下的初步设计. 相似文献
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《中国航空学报》2006,19(1):10-17
In order to provide the line of-sight blockage of the engine face for an advanced Uninhabited Combat Air Vehicle(UCAV), a highly curved serpentine inlet is proposed and experimentally studied. Based on the static pressure distribut ion measurement along the wall, the flow separation is found at the top wall of the second S duct for the baseline inlet design, which yields a high flow distortion at the exit plane. To improve the flow uniformity, a single array of vortex generators (VGs) is employed within the inlet. In this experimental study, the effects of mass flow ratio, free stream Mach number, angle of attack and yaw on the performance of a serpentine inlet instrumented with VGs are obtained. Results indicate: (1) Compared with the baseline serpentine design without flow control the application of the VGs promotes the mixing of core flow and the low momentum flow in the boundary layer and thus prevents the flow separation. Under the design condition, the exit flow distortion () decreases from 11. 7% to 2.3% by using the VGs. (2) With the descent of the free stream Mach number the total pressure loss decreases. How ever, the circular total pressure distortion increases. When the angle of attack rises from - 4° to 8°, the total pressure recovery and the circular total pressure distortion both go down. In addition, with the increase of yaw the total pressure recovery is fairly constant, while the circular total pressure distortion ascends gradually. (3) When Ma0=0.6-0.8, α= −4°-8° and β= 0°-6°, the total pressure recovery varies between 0.936 and 0.961, the circular total pressure distortion coefficient varies between 1.4% and 5.4% and the synthesis distortion coefficient has a ranges from 3.8% to 7.0%. The experimental results confirm the excellent performance of the newly designed serpentine inlet incorporating VGs. 相似文献
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超声速进气道可压及不可压流动数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
采用Chio-Merkle预处理矩阵对可压NS(Navier-Stokes)方程组进行时间预处理,分析了预处理方法的物理和数学背景.用有限体积方法,结合LU-SGS(Lower-Upper-Symmetric-Gauss-Seidel)隐式时间积分和AUSM+(P)(Precondition Advection Upstream Splitting Method)格式、中心差分2种空间离散格式,求解该预处理NS方程组.通过圆弧凸包流动和二维方腔顶盖驱动流动的数值试验表明,该方法克服了传统时间迭代方法模拟低速流动时的刚性问题,加速了收敛过程,可以同时有效地模拟可压及不可压流动.用此方法与块结构化网格技术相结合,进行了在不同飞行马赫数、攻角和出口反压条件下,混压式轴对称超声速进气道三维流场数值模拟.计算结果表明:该方法能准确地捕获复杂激波系,清楚地揭示进气道三维流动现象;进气道性能随工作条件的变化规律,与理论分析一致. 相似文献
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发动机进气道消音板是现代飞机降低噪声的重要装置之一,本文详细介绍了消音板分层的形成原因,检查及修理方法,并提出了预防措施 相似文献
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进气道风洞试验中,湍流度由动态压力计算得到,动态压力的测量是否精确与动态压力传感器前方导压通道的管道效应相关。基于管道内流体动力学耗散模型,研究了导压通道对动态压力和湍流度的影响,并通过进气道风洞试验进行了验证。研究结果表明:进气道风洞试验中导压通道的管道效应对湍流度的影响较明显,管道效应会放大动态压力的脉动幅值,导致测量湍流度大于真实湍流度。为了减小管道效应对湍流度的影响,进气道试验中应避免使用导压的方式进行动态压力的测量。如果不可避免地存在导压通道时,在导压通道长度大于5 mm时,须考虑管道效应对湍流度测量的影响,并进行相应的修正。 相似文献
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侧偏捕获是高超声速内转进气道的常见捕获形式之一,但侧偏捕获对进气道起动的影响并不清楚。为探索侧偏捕获对高超声速内收缩进气道起动的影响,采用数值模拟方法研究了侧偏捕获进气道的起动机理。结果表明,无量纲侧偏距离为0.04时,进气道再起动马赫数相对于对称进气道降低3.6%;无量纲侧偏距离为0.06时,进气道再起动马赫数降低7.6%。起动过程的边界层分离表明,内收缩进气道起动过程受分离区的影响很大。侧偏捕获进气道缩小了分离区,有利于再起动。相对于对称捕获进气道,侧偏捕获进气道会形成两个非对称、强度不等的流向涡。侧偏捕获减弱了流向涡对隔离段空间的占据作用,改善了内收缩进气道的性能。 相似文献
100.
二元曲面可调进气道流量系数精确预测方法 总被引:1,自引:1,他引:0
为了满足二元曲面可调进气道模态转换马赫数范围(来流马赫数为2.2~3.2)的流量要求,针对唇口平移、转动和转动+平移三种调节方案,基于理论分析和基准进气道的流场,提出了一种流量系数精确预测方法,并通过数值计算进行验证且获得了进气道的总体性能。结果表明:调节后的进气道流量系数与预测值完全相等,而且无需多次试算,符合设计预期,可拓展应用于轴对称进气道。相对基准进气道,唇口前移时流量系数和压缩效率同时增加,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数相等而增压比增加了14.6%;在降低相同流量系数条件下,后移唇口使得增压比和压缩效率均降低,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数基本相等而增压比减小了12.9%,转动唇口使增压比进一步减小了9.1%,唇口后移方案性能更优。 相似文献