蛇形进气道的电磁散射特性

 对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15 GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究，取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明: (1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时±60° RCS均值为-24.33 dB·m²，垂直极化为-19.15 dB·m²，是一种低RCS进气道；(2)运用时域有限差分法计算所得的RCS随方位角变化曲线与实验曲线趋势基本一致，±60°均值误差在4 dB以内；(3)从进气道对称面电场(Ex)分布图可以看出入射波射入进气道并在内壁面产生多次反射，从而验证了蛇形进气道的设计思想并为在内通道关键反射点涂敷吸波材料实现蛇形进气道的高隐身提供了一个可行的研究平台。     

超音速斜板进气道侧向溢流估算

 本文采用超音速线化理论,算出斜板侧缘附近干扰区内的流场,并根据流量积分方法,导出了关于流量系数的侧向溢流公式。本文还根据Busemann锥型流理论,应用Carafoli方法,得出了估算侧后掠端板影响的方法和图线。理论计算结果与现有的实验数据作了比较,符合程度很好。     

基于SIMULINK的超声速进气道仿真方法

将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。     

隐身技术在进气道设计中的研究

根据隐身飞机的设计特点 ,对各种改善进气道隐身性能的技术措施进行了概述。通过对理论计算和试验研究结果的分析 ,给出了能有效降低进气道RCS的有实际意义的方案     

皮托管式轴对称进气道跨音速内,外流场的AF—2方法计算

本文构造了轴向大扰动,径向小扰动轴对称速势方程的AF-2分解格式,计算了IC型皮托管式进气道的跨音速内外流场,并对这种分解格式进行了线化的稳定性分析。分析表明:AF-2方法的稳定性优于SLOR方法,其收敛速度至少比SLOR方法快10倍。     

自吸气脉冲爆震发动机超声速进气道气动性能的数值研究

采用有限体积法计算了某轴对称超声速进气道,在不同幅度和频率的出口扰动压强下的进气道内结尾正激波的运动情况,得出了进气道内结尾正激波运动特性和扰动压强的频率和幅度的关系。在计算中,本文采用了多块结构化网格,控制体积的界面无粘通量采用三阶迎风格式插值获得,同时采用了minmod通量限制器,以确保在激波处的解的物理特性;扩散通量采用二阶中心差分格式插值获得。定常计算采用当地时间步法,非定常计算采用双时间步法。离散的代数方程采用交替方向迭代法求解。     

二元外压式进气道斜板和唇口参数选择的风洞试验研究

在几何不可调的二元外压式斜板进气道的设计中，选择合理的斜板和唇口几何能数是最重要的问题之一。本文对一个设计马赫数为１．８的这类进气道的斜板和唇口参数进行了风洞试验研究。用缩尺模型风洞试验，对比分析了不同斜板角和不同外侧唇口内唇角，唇缘半径对进气道内流特性的影响，结果表明，对确定的进气道布局，斜板角小的变化对进气道超音速内流总压恢复系数，稳态出口流场周向畸变指数及喘振裕度的影响很大，唇口参数小的改变     

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。     

亚,超声速旋涡流动特征的定性分析研究

本文研究了沿其轴向运动的亚声速和超声速旋涡的性状，指出两者完全不同。在加速区，于涡轴附近，亚声速旋涡的横截面流线即横截面上的速度场的向量线为由外向内转的稳定螺旋点形态，空间流线沿其轴向是收缩的，而超声速旋涡的横截面流线为由内向外转的不稳定螺旋点形态，空间流线沿其轴向是散开的。在减速区，两者的情况也恰好相反，此外，当旋涡由加速区过渡到减速区时，两者横截面流线方程在涡轴附近的Ｈｏｐｆ分叉情况也不同，亚     

超声速进气道内特性数值模拟及性能分析

采用张涵信院士提出的无波动NND格式计算了某二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内部湍流流场 ,较好地模拟了激波间的干扰及激波 -附面层的相互作用 ,并在解法上运用了矢通量分裂算法 ,提高计算的效率、精度和稳定性。通过数值模拟 ,预测了其内流场主要性能参数 ,并分析了飞行条件、几何尺寸调节参数等因素对其性能参数的影响