隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究

本文为隐身外形飞行器用埋入式进气道发展了一套设计方法。该方法的理论基础是埋入式进气道进气机理和气动S弯概念,其关键技术包含通道中心线设计、横截面面积变化规律设计以及横截面形状设计等,各技术可以方便地用数学方法加以描述,整个方法易于编程实现。并结合一种隐身外形无人机提出了埋入式进气道方案,通过实验得到了此类隐身外形飞行器用埋入式进气道的气动特性。结果表明,所提出的埋入式进气道方案可行,所设计的模型进气道性能良好,所发展的设计方法合理。同时验证了埋入式进气道进气机理的正确性,也表明隐身外形飞行器与埋入式进气道的组合方案具有十分光明的应用前景。     

萨伯的新追求

萨伯公司是一个已有70年历史的瑞典著名航空企业,它研制的战斗机多具有良好的短距起降能力,可以在马路上起飞,素有马路天使的美誉,因此,也有人称萨伯公司为天使起飞的地方。如今,这一世界知名的航空企业又有什么新追求和新的天使起飞呢?——面对日新月异的军用航空技术,萨伯公司不断拓展军     

紊流发生器特性和流场的模拟调节

本文探讨了轴对称紊流发生器总压畸变流场的不稳定性,根据流场低压区的时钟位置和大小是否随时间而变化,可分为稳定型和非稳定型两种.对于稳定场,畸变指数测量的重复性较好,非稳定场则较差.文中还介绍了一种简单而有效的流场模拟调节方法.     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟

针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。     

超声速进气道压力估算方法及验证

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题。以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针 对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试 验中的进气道压力,并与测量结果进行对比。结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而 减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验 测量值符合较好,具有较高的精度。     

矩形转圆形高超声速内收缩进气道数值及试验研究

采用压力梯度先增大后减小压升规律轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变技术设计了矩形转圆形内收缩进气道模型,并采用4°斜楔模拟飞行器前体,对前体、进气道一体化模型进行了数值模拟和风洞试验,初步得到了该进气道的流场结构及总体性能.设计点和接力点的数值模拟结果表明该进气道可在马赫数Ma=4～6状态下正常工作,且具有良好的总...     

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率,巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.      

洛仑兹力控制高超声速进气道边界层分离的数值模拟

采用空间HUE格式、时间LU-SGS推进、sst-kw湍流模型、多块结构网格程序,对磁流体动力学(Magnetohydrodynamic:MHD)控制高超声速二维进气道边界层分离进行了数值研究.研究发现,不施加控制时,数值模拟得到的壁面静压和实验结果符合良好,进气道喉道处分离区占据喉道高度的1/3左右.通过施加MHD控制,消除了进气道内部的边界层分离,总压恢复系数从0.502提高到0.56,喉道处流场畸变系数减小了18.6%.