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     

无隔道超声速进气道/前机身一体化计算与试验

针对某飞机设计了机身两侧进气的无隔道超声速进气道（Bump进气道）,进行了进气道/前机身一体化的三维内外流流场数值模拟研究,得到了进气道的流场图谱,比较了唇口方案对附面层排移效果的影响,并对比分析了带隔道的斜板式进气道与无隔道进气道的流场特征及附面层排除特点的差异。根据设计和计算结果,进行了斜板式及Bump进气道模型的风洞试验,通过试验对比,选择了较优的Bump进气道方案,并将不同模型比例和风洞、高空条件下的计算结果与试验数据进行了比较,发现在计算条件、模型比例都与风洞吹风条件一致的情况下,数值模拟的结果与试验数据吻合最好。研究结果表明,Bump进气道气动性能优于斜板式进气道,采用“双斜切”唇口方案设计的Bump进气道能进一步增加排除附面层的效果,按高空条件计算得到的进气道总压恢复系数比按地面风洞条件计算值高0.02～0.03。     

无隔道超声速进气道附面层排除特性飞行试验研究

为了分析评估某型歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明：稳定平飞时,在亚音速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超音速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向“背风面”偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面“迎风面”附面层排除能力增大,而“背风面”受气流分离影响而减弱。     

无附面层隔道超音速进气道设计技术研究

阐述了无附面层隔道超音速进气道（鼓包式进气道）的设计原理和设计方法，给出了设计方案和风洞试验对比结果。结果表明：采用这种理论设计的进气道总压恢复高，气流畸变低，其综合性能好于常规进气道。由于无附面层隔道超音速进气道取消了机身附面层隔道和泄放系统，并且没有其它可动部件，使得飞机阻力小、重量轻，具有更高的可靠性、维护性和低成本。采用前机身与鼓包压缩面和前掠整流罩的融合设计也提高了飞机的隐身性能。     

一种背负式无附面层隔道进气道的数值模拟研究与实验验证

采用CFD方法对背负式无隔道进气道/机身一体化流场进行了研究。主要分析了机身上表面附面层的发展情况、进气道进口鼓包排除附面层气流的特性以及进气道内部的流动特征,并将所得到的结果与实验数据进行了对比,比较了两种不同网格的计算准确度。研究发现进口鼓包能够有效地隔除机身上表面的附面层气流,进口段横向压力梯度是导致附面层气流"溢出"进气道的主要驱动力,另外进气道的流量系数对排除附面层气流的效果有着显著影响。     

一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

超声速无隔道进气道应用前景的初步研究

随着飞行速度的不断提高,工程中对飞行器包络约束和减阻减重提出了更高的要求,为满足当前工程应用中的迫切需求,以一有隔道进气道为研究背景,对无隔道进气道于超声速领域的应用前景进行初步探索。主要开展了传统和新型两型无隔道进气道的设计研究工作,通过数值计算的方法得到其气动性能和阻力性能的收益变化(传统无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.5下总压恢复系数下降5%～7%,额定及超额定状态下减阻约13%～21%;新型无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.0总压恢复系数下降2.8%～6.5%,Ma3.5下提升2%,Ma2.2～Ma3.5飞行器减阻约2%～10%),并对其工作机理及流场结构进行了详细的分析,以此给出了工程应用的合理化建议:(1)传统无隔道进气道应选取低马赫数作为设计点,避免其处于亚额定状态工作,以保证获取较好的阻力性能。(2)新型无隔道进气道适用于Ma3量级的超声速领域,具有良好的气动与阻力性能。     

无隔道进气道RCS特性实验研究

选定无隔道进气道口面参数,在不同的极化方式下对无隔道进气道及皮托式进气道进行了电磁散射特性实验研究。比较了2种进气道的雷达散射截面(RCS),得到了各个口面参数对无隔道进气道RCS的影响规律。研究结果表明:无隔道进气道是1种低RCS进气道;鼓包相对来流附面层的高度略低于1.2时最好,唇罩锯齿角在120°~135°最佳,唇罩内切角在60°时较好,鼓包相对唇口的位置在0.7~0.8时较好。终端开口与转动风扇的比较表明,无隔道进气道的后向散射主要来源于外罩唇口的电磁波散射。     

腹下无隔道大偏距S弯进气道流场特性

 针对一种腹下无隔道大偏距S弯进气道,在利用实验结果验证了数值方法的可靠性之后,通过数值模拟分析了该进气道在跨声速段的口面流动特征和内通道二次流特征,解释了声速时性能较高的原因。结果表明：进气道口面设计能够将绝大部分前体边界层低能流扫离进气口;高亚声速和声速时鼓包的静压分布比较相似,而低超声速时则相差较大,这主要由于其形成机理不同;进气道出口截面下方的对涡仍然是由S弯扩压段第2弯的旋流发展而来的。     

凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究

利用基于乘波理论的Bum p进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bum p进气道。用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bum p进气道流动特征符合预期设计目标。通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bum p进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数M a∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在M a∞=1.8时该值不低于0.91。      

计算气动弹性在飞行器设计中的研究与应用

近年来,计算气动弹性(CAE)开始作为一个正式术语出现于一些研究文献中,用来描述耦合高精度的计算流体动力学(CFD)与计算结构动力学(CSD)分析气动弹性问题的方法。本文阐述了CAE方法的基本概念、计算流程及其耦合方法,着重分析了CAE求解计算需要解决的关键问题,介绍了CAE方法在飞行器设计中研究应用的发展状况,并展望了其未来的发展方向。     

基于气动数值模拟的翼型反设计方法

将计算流体动力学（CFD）与反设计技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出数值模拟,再用几何和流动控制方程,反复迭代求得满足给定流场的翼型。以NACA0012为初始翼型,RAE-2822为目标翼型,选取两种工况,都取得了满意的结果。     

考虑滑流影响的埋入式进气道气动特性分析与流动控制研究

研究滑流对埋入式进气道性能的影响机理对于发动机的稳定性具有重要意义。针对某型涡桨发动机 滑油散热器进排气道系统,基于 CFD技术建立系统的螺旋桨滑流与滑油散热器内流一体化数值模拟方法,进 行考虑滑流影响的滑油散热系统埋入式进气道气动设计仿真分析;针对埋入式进气道由于吸入边界层低能气 流导致通过散热器流量低的问题,设计4组涡流发生器进行主动流动控制。结果表明:滑流使得进气道中的气 流偏离,难以形成稳定漩涡,容易发生流动分离;而合理设计的涡流发生器可以有效改善埋入式进气道内流场 特性,并使通过散热器的流量提高12%。     

一种空中加油可变阻尼稳定伞设计及性能分析

为了突破传统空中加油稳定伞对于加油机飞行速度和高度的限制,设计了一种加装气动弹性支架的可变阻尼稳定伞。通过流固耦合(FSI)数值模拟,得到不同工况下的片状弹簧变形与稳定伞伞面形状,通过计算流体动力学(CFD)得到稳定伞气动力的变化趋势。根据气动力结果计算软管的拖拽形状及锥套下沉量。仿真结果表明:所设计的可变阻尼稳定伞的阻力变化量和锥套在空中位置变化范围分别降至传统稳定伞的70%和60%,能够实现阻力的自适应控制,拓宽了传统结构稳定伞适用的速度、高度范围。