进气道附加阻力对飞机性能的影响

理论附加阻力(D_(ADD)是与喷气发动机进气道周围多余空气的溢流有关的力)可因进气唇罩压阻的改变而恢复。本文对它所占比例进行讨论。显然,在非“设计”状态下,D_(ADD)可能在飞机总阻力中占重要比例。本文对附加阻力修正因子K_(ADD)作了说明,飞机所受的阻力等于(K_(ADD)×D_(ADD))。文中叙     

皮托进气道的附加阻力

SIBULKIN根据流量连续和动量定律导得了皮托型进气道附加阻力的显函数分析式。但是,在给定的截取面积比时,实际使用却很困难。本文介绍一种附加阻力近似式,它用截取面积比及进气道前的静压系数与总压系数等几个较简单的项来定义。     

超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算

通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角.     

超声速进气道在亚临界条件下的附加阻力的计算

以二波系轴对称外压式超声进气道为例,说明进气道在亚临界工作状态下的脱体激波位置和附加阻力系数的英美计算方法及俄罗斯的附加阻力系数计算方法,两种方法的计算结果与实验数据的比较表明了该算法的有效性,并对两种算法的特点进行了比较和分析。     

自然风条件下露天试车台推力修正的数值模拟研究

为研究航空发动机在露天试车台的推力修正方案,开展航空发动机在不同自然风风速(0到5m/s)、风向(0到90°)下露天试车的数值仿真计算。分析不同自然风条件露天试车发动机进气道周围和进气道气动交界面流场分布特点,发现已往基于测量二次气流的室内试车台推力修正方法无法用于露天试车台;通过内流法推导出适用于露天试车台的航空发动机进气附加阻力计算公式,在此基础上结合仿真结果计算露天试车台发动机进气附加阻力和台架迎风阻力,并分析的风速对各项修正阻力的影响规律,给出台架迎风阻力与环境风速之间的拟合关系式,研究不同风向的侧风对台架阻力的影响规律。研究结果为实际露天基准试车试验开展提供理论研究帮助,并为测量推力修正给予指导。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

平面埋入式进气道的电磁散射特性

 对一种平面埋入式进气道在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,取得了平面埋入式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)平面埋入式进气道布局的导弹模型在水平极化终端为风扇时±60°RCS均值为-27.42 dBsm,垂直极化为-28.50 dBsm是一种隐身方案;(2)迎角变化对埋入式进气道RCS的影响不大,在-5°~10°的迎角范围内RCS均值的变化不大于4 dB;(3)运用时域有限差分法(FDTD)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1 dB左右。     

流线追踪内转式低音爆进气道的设计方法及流动特征

摘 要：为了降低内转式进气道的音爆强度,设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的内转式低音爆进气道,采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明：由于零度唇罩角,低音爆进气道的唇罩激波微弱,对唇罩外侧的流场影响较小,因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道,其中在设计马赫数通流状态下相比下降约94.18%;由于内唇罩面向内偏折,导致唇口反射激波强度增加,总压损失增加,内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道;内转式低音爆进气道的音爆除了与唇罩角有关,也与其飞行工况有关,飞行攻角越大、来流马赫数(Ma∞＜Mad)越小,音爆越大;其中,在α=0°时,其音爆比α=6°下减小约86.69%;在Ma2.2时,其音爆比Ma1.85下减小约91.93%。     

多目标考虑下高超声速进气道唇口角参数化设计与分析

以二维轴对称高超声速进气道为研究对象,研究唇口角对进气道总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响,开展多目标考虑下唇口角设计。首先,采用三阶准均匀B样条对唇罩进行参数化设计,获得具有不同唇口角的进气道构型。然后基于数值仿真方法研究唇口角对进气道总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响。结果表明,存在一个最佳唇口角使进气道总压恢复性能最佳。分析发现唇口角过小时入口处会形成强烈唇口激波,唇口角过大时内收缩段会形成汇聚激波,二者均会造成严重总压损失。在阻力性能研究中发现通过减小唇口角,可有效减小内外唇罩阻力,但压缩侧壁面阻力因唇口激波强度增加而增大,在三者共同作用下进气道总阻力随唇口角增大表现出先减小后增大的规律。在唇口角对起动性能的影响研究中同样发现存在一个最佳唇口角使进气道起动性能最佳。唇口角过小时大尺度分离区难以被吞入,唇口角过大时分离区在内收缩段形成稳定驻留,两者均不利于进气道起动。最后,分析了不同内收缩比下进气道唇口角对总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响,并对多目标考虑下最优唇口角设计展开研究。结果表明使总压恢复性能、阻力性能和起动性能分别最佳的唇口角并不重合,但总体而言三者相差不...     

一种高超声速二元混压式进气道的研究

 针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下,进气道内通道激波反射明显,靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点,在隔离段出口截面,靠近侧壁皮托压有所降低;在一定反压条件下,结尾激波系上传至隔离段内,结尾激波位置不对称;堵塞度为62%的反压条件下,结尾激波系位于喉道位置,隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动;在来流马赫数Ma=6.07,迎角α=4.5°无反压情况下,隔离段出口总压恢复系数为0.477,平均马赫数为2.72,增压比为44,流量系数为0.81,表明进气道性能良好。     

二维超音速进气道性能实验研究

介绍几何喉道上游具有不同进口侧板、不同槽宽的附面层吸除槽和槽腔出口不同放气孔面积的二维超音速进气道,在自由流马赫数:Ma_∞=1.793,2.037,2.292,2.557;攻角:α=0°,3°,6°,10°,-6°条件下的实验研究结果。讨论了零攻角下,有无吸除时进气道的流型、性能和不同侧板、吸除槽宽、放气孔面积对进气道性能的影响。分析了二维超音速进气道的攻角特性;描述了进气道结尾波系随下游反压增高时的波系演变图案,录相显示了具有一定槽宽、一定吸除量的实验模型具有连续的气动特征,如同全外压式进气道那样,结尾波系从超临界连续地通过槽区到达亚临界。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

超音速轴对称头部进气道的内、外流场及外壳压阻计算

为了计算超音速轴对称头部进气道的流场,采用有限差分法编制了一个通用计算程序。该程序适用于皮托式、单锥、双锥、三锥、等熵锥等各种进气道的正问题气动设计。由于在进气道无粘流场计算中,采用了分离奇性的差分方法及混合使用显、隐差分格式,所以在边界点和内点及奇点邻域,计算结果均达到二级精度。程序可瑜出所需要的进气道各内流特性及外流特性。 文中列生了五个计算实例,并与特征线法计算结果和实验结果作了比较。符合程度令人满意。     

翼吊短舱形式运输机进气道阻力特性分析方法研究

为了解决飞机/发动机一体化设计中进气道阻力确定的问题,以典型带动力装置运输机为研究对象,建立了其三维实体模型,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同发动机状态的数值计算。根据计算结果,建立了进气系统阻力增量的确定方法,总结了附加前体力与短舱前罩力随捕获面积比、飞行高度、飞行马赫数的变化规律。结果表明:在AGARD-CP-150中的推力/阻力体系划分方法基础上,发动机状态及捕获面积比的改变会引起进气道阻力变化,飞行高度对短舱前罩力及附加前体力系数没有影响。     

基于S形进气道的全机溢流阻力数值仿真

为了获得采用复杂进气道飞机全机溢流阻力产生的原因及影响溢流阻力的因素,以采用基于S形进气道的无人机为研 究对象,对全机所受的气动阻力进行了分析,并给出数值计算方法;建立了带S形进气道模型的全机阻力求解方案,包括计算网格 及计算设置等;选取无人机某架次空中停车状态为研究对象,对进气道出口的总压恢复系数分布及溢流阻力进行计算,并与缩比 模型测压风洞试验结果及飞参辨识所获得的溢流阻力进行对比,验证了数值方法的可行性;针对流量系数、马赫数、迎角及侧滑角 对溢流阻力的影响进行分析,结果表明：当流量系数减小时,进气道内外的压力差及S形内管道的弯曲引起的逆压梯度变大,使得 捕获流管变细,从而导致附加阻力和溢流阻力均增大;当飞行马赫数增大时,发动机需求的流量增加,从进气道溢出的气流减少, 导致溢流阻力减小。从而确定对溢流阻力影响较大的2个主要因素为流量系数和马赫数。     

关于三维Navier—Stokes方程的粘性项计算

借助于张量分析和张量计算，在贴体曲线坐标系下本文讨论了不同求解变量导致了粘性项个数上的重大差异和不同大小的计算量，并提出了便于粘性计算的最佳形式。文中借助于有限体积离散技术，通过引进两个对称辅助矩阵[A]和[B]，使粘性项的计算量大大减少，这对完成三维粘性流的数值计算具有重要的指导意义。借助于上述方法，本文完成了某型真实进气道两种工况的三维粘性Navier-Stokes方程计算（即M∞=3.0,a=0°和设计工况M∞=2.65,a=0°），获得了满意的全场结果；对于M∞=2.65的设计工况。同实验数据作了比较，符合良好。由于本文的方法明显的减少了粘性项的计算量且节省了大量内存，以致于使三维流场的N-S求解能在普通微机上进行。     

二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化

冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。     

发动机短舱溢流阻力的数值模拟

 为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。     

超燃冲压发动机进气道低马赫数起动性能研究

为探讨高超声速进气道在低马赫数普遍存在的起动问题,采用等激波强度法设计了超燃冲压发动机二维混压式前体／进气道,给出了前体／进气道的几何尺寸,对所设计的进气道在设计状态、非设计状态的性能与流场进行了数值模拟,对低马赫数下进气道的起动问题进行了研究。研究表明：设计的进气道附加阻力较小,总压恢复系数较高,在低马赫数下通过附面...