一种腹下S弯进气道低速大攻角下气动特性实验

对一种腹下S弯进气道进行了实验研究,得到了低速大攻角下的气动特性,结果表明:随出口马赫数的增加,腹下S弯进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;出口马赫数为0.45时,进气道出口总压信号的功率谱在220Hz处存在峰值,内通道发生了局部流动分离;与地面抽吸状态相比,该进气道在低速大攻角状态下具有较高的总压恢复系数,虽综合畸变指数也偏大,但能够满足发动机正常工作的要求.      

一种受总体限制的弹用S弯进气道的设计和实验验证

在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求。风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ>0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(Δσ0<1.0%)和径向稳态总压畸变指数(Δσp<2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(—Tu<2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w<3.0%)。     

亚声速S弯进气道研究的新进展

当前推进系统与飞行器正朝着高度融合的方向发展,超紧凑蛇形进气道和边界层吸入式进气道则是实现两者融合的关键之一。本文综述了近十余年来国内外关于这两类亚声速S弯进气道的最新研究进展。受显著横向压力梯度、流向逆压梯度的作用,两类进气道内部均存在明显的流动分离,并诱发了大尺度的流向对涡和显著的出口总压畸变。为此,研究者发展了被动式、主动式、混合式等多种流动控制方法,可在不显著降低总压恢复系数的前提下,大幅降低设计工况时出口周向总压畸变。并且,已经建立可适应任意异形进口的S弯进气道气动型面通用设计方法。最后,已有的CFD方法可以较为准确地预测AIP截面平均总压恢复系数,但畸变指数偏差较大。     

格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响

给出了在进气道内加装格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响。结果表明,格栅明显地降低了S弯进气道出口二次旋流,且使原始单涡旋流消失,出口流场畸变度减小,进气道的雷达散射截面值显著降低,但同时也降低了进气道出口截面上的平均总压恢复系数。还给出了格栅几何尺寸的影响,及设计中如何选择格栅尺寸。     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。      

不同进气状态对矩形大S弯扩压器流动特性的影响

通过亚音扩压器内壁面流谱图、有关截面的总压恢复分布图、速度矢量图以及各壁面沿程静压恢复系数分布分析对比了四种进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器流动特性。试验表明不同进气状态对矩形大Ｓ弯扩压器性能有很大影响，其中均匀核心流进气条件下的流动代表了大Ｓ弯扩压器流动的一般特征，其出口平均总压恢复系数最高，周向总压畸变指数不大，旋流很弱。研究腹部或两侧进气道地面起飞进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器的流动特性更具有实际意义。试验表明其出口平均总压恢复系数较低，周向总压畸变指数较大，旋流较强且很不规则。     

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。     

亚声速无人机S弯进气道的多点多目标优化设计

为提高亚声速无隔道式S弯进气道的整体气动性能,本文以提高总压恢复系数和降低畸变指数为设计目标,结合高精度数值模拟方法与第二代非劣排序遗传算法（NSGA-II）,开展了无隔道式S弯进气道在马赫数0.25和0.7时的多目标优化设计。整个优化流程基于400个样本,最终得到四幅有效Pareto前沿图。从总压畸变Pareto前沿图中选取出优化算例并与原始进气道进行对比,结果表明：优化后的进气道中心线斜率入口段小、出口段大,而横截面面积分布的曲线斜率恰好相反;优化后的进气道低压区缩小、流动分离得到有效的控制;虽然总压恢复系数提高有限,但是总压畸变得到大幅降低,在马赫数为0.25和0.7时,分别降低15.86%和23.61%。优化后的进气道在马赫数0.25~0.7范围内的整体性能得到有效改善。本文把优化设计方法进一步推广应用于3个马赫数下的多点多目标优化设计,并得到了三维Pareto前沿图。     

S弯进气道优化设计及分析

为改进隐身飞行器推进系统的气动性能,针对S弯进气道开展了设计和分析。基于数值模拟方法、代理模型和遗传算法构建了一套自动优化方法。在优化设计过程中,结合参数化建模、网格自动生成和改进(SST)湍流模型求解,应用优化方法对飞行器进行了多目标设计,得到了进气道的优化推荐构型。应用尺度自适应模拟(SAS)方法对优化进气道气动性能进行了全面和细致的分析。研究结果表明:SAS方法可以较好地模拟S弯进气道的流动,优化设计能够极大地改进S弯进气道的气动性能;相比原始设计,优化进气道设计点的总压畸变指数降低了16.3%,总压恢复系数提高了1.1%。     

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。     

S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析

利用FLUENT软件对S弯进气道旋流畸变进行数值模拟,通过分别对不同攻角、侧滑角飞行状态下的进气道沿程及出口流场进行分析,展现了旋流畸变的产生机理和发展过程。引入旋流评价指标,对旋流畸变进行评定,并与总压畸变评价体系进行对比和分析。研究表明:该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化,但旋流强度随攻角的增大略有减弱;在侧滑状态下,该S弯进气道出口对涡旋流消失,旋流以整体涡出现且强度较大;传统的总压畸变指数无法描述旋流,引入的旋流评价指标能较为准确、直观地评定旋流畸变强度和流场结构。     

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。     

尾部推进无人机双90°偏折进气道/蜗壳耦合流动特性

针对尾部螺旋桨推进式无人机的流道布局特点,兼顾飞行器总体气动、总体结构、雷达隐身等方面的限制因素,设计了1种具有双90°偏折特征的进气道/蜗壳流道构型,并对其在地面抽吸工况下的气动性能和内部流动特征开展了仿真与试验研究。研究表明：蜗壳出口马赫数在0.4～0.6范围内,总压恢复系数均保持在0.97以上,总压畸变小于1.30%,为此流道构型气动性能良好。然而,在进气道/蜗壳耦合流动作用下,出口截面形成了显著的旋流流动,研究范围内平均旋流强度为9.90°～11.35°,旋流角大于15°的面积占比达到了20.4%～30.6%。分析发现,进气道因流道剧烈弯曲而引起的蜗壳非均匀进气条件,是驱动蜗壳内形成强横向二次流与分离涡,进而导致出口强旋流流动的主要原因。     

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.     

一种双S弯非常规进气道地面工作状态的试验

对一种双S弯非常规进气道进行了地面工作状态下的试验研究,得到了该类进气道的地面工作特性,结果表明:(1)双S弯非常规进气道在地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,总压恢复系数呈下降趋势;稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;稳态径向畸变指数变化不大.(2)与飞行状态下的高速风洞流场控制试验研究结果相比,在相同的出口马赫数下,地面抽吸试验中进气道出口截面的总压恢复系数较低,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数较大,本研究的双S弯非常规进气道在出口马赫数Mae=0.45时,总压恢复系数为0.90,稳态周向畸变指数达到了9.24%,紊流度为4.6%,综合畸变指数为13.85%,畸变比较大,超出了一般发动机的承受范围.(3)在地面抽吸状态下,进气道出口马赫数Mae≤0.37时,综合畸变指数W≤10%,说明发动机可在适当的降转速下稳定工作,随着飞机在地面滑行速度的增加,满足发动机稳定工作要求的进气道最大出口马赫数不断增加.     

扰流板进气总压畸变试验

在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化关系。试验结果表明：进气道出口对应点总压恢复系数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数的减小而增大,几乎不随飞行马赫数发生变化;受扰流板、飞行侧滑角以及发动机低压转子转向影响,进气道出口局部区域存在高压区,高压区域的大小和位置随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化而变化;各总压畸变指数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数增大而增大,飞行马赫数对畸变指数影响很小。同时,数值计算了不同飞行马赫数下进气道出口总压畸变特征及周向稳态畸变指数,与试验结果结论一致,验证了试验结果的可靠性,也证明了数值计算在总压畸变研究中的有效性。研究工作为进一步的空中逼喘试验奠定了基础。     

有无边界层吸入对S弯进气道流动特性的影响

为了深入认识一种吸入大量来流边界层的S弯进气道,在完成其设计的基础上,采用仿真方法对其流动特性展开了研究,并与无边界层吸入的S弯进气道进行了对比。结果表明:由于吸入大量来流边界层,该进气道进口段流场主要受钝体绕流与平板边界层相互干扰作用;在内通道第二弯段后半段,二次流逐渐发展成为对涡,并将堆积在下壁面的低能流卷向截面中间,最终在出口截面的中下半部形成了低总压恢复区。另外,边界层的吸入使得进气道总压恢复系数下降约0.04,且随出口马赫数的升高,总压恢复系数先升高后降低,而在无边界层吸入的S弯进气道中总压恢复系数随之单调降低。     

带扫气蜗壳的整体式惯性粒子分离器仿真

对一种带有扫气蜗壳的整体式惯性粒子分离器进行了仿真研究,获得了该粒子分离器的流动及粒子分离特性.结果表明:原型方案中粒子分离器扫气通道顶部和底部流动不畅,使得扫气蜗壳不能周向均匀进气并且局部出现倒流.当扫气比为19%时,主流道出口截面总压恢复系数为0.982,AC砂和C砂分离效率较差,分别为64.8%和76.6%.而在扫气蜗壳内收集管上游加装隔板后,其进气特性的周向均匀性及蜗壳内旋涡结构得到改善,粒子分离效率也得到显著提高:相同扫气比下,AC砂和C砂的分离效率分别提高了18.1%和20.9%,且主流道出口截面的总压恢复系数基本不下降.      

S弯进气道内旋流的有源涡控研究

 本文给出了来流攻角为30°和40°、进口带分离区的方转圆截面S弯扩压管道内进行抽气形式的有源涡控的气流特性。研究表明,随涡控抽气量增加,旋流明显减小,当抽气量足够大时,整体涡基本被消除;出口平均总压损失下降;总压畸变减小;管道出口流量增大。因此,抽气形式的有源涡控是抑制旋流、减少出口总压平均损失、改善S弯进气道出口流场的有效措施。