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。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

基于壁面压力分布的二元高超声速弯曲激波压缩进气道反设计与优化方法

为进一步提高高超声速进气道的性能,发展了通过指定压力分布规律来反设计整个二元进气道的方法,实现了气动参数可控的进气道内外压缩一体化设计,建立了基于Isight软件的进气道自动化设计分析和优化平台。初步的研究表明,使用此设计方法,能够得到综合性能优秀的进气道设计方案,该方案在来流马赫数6下喉道总压恢复系数为0.68,在来流马赫数4时流量系数达0.77。      

高超声速进气道前缘钝度效应试验研究

基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm ,R=0.2mm,R =0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于 线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。      

绝密的毒蝎反击利器：“擎天”载具之“捶妖计划”

“某年某月某日清晨5时48分．澎湖海军荣光营区导弹控制中心警报声大作．因为接到要执行“捶妖计划”的绝对机密任务电报．准备发射70枚中山科学研究院自行研发的“疾风”4号陆对海超声速掠海反舰导弹．攻击大陆广东澄海空军基地。”——这是台湾一部小说《武吓台湾》里“幻想”的一个场面．不过．关于上面提到的“疾风”4号还是值得一提的。     

某型飞机进气道控制系统改进问题的研究

某型飞机进气道控制系统随飞机已定型多年,是一个比较成熟的系统。但在部队长期使用过程中,发现系统的某些方面仍需进行必要的改进。本文从部队使用需求和系统设计两方面相结合的角度,论述了对该系统进行改进的必要性和可行性,并提出初步的改进方案。     

强制转捩对高超声速进气道性能影响

针对一个高超声速进气道,设计了不同高度的钻石形和斜坡形转捩带,在来流马赫数为6,攻角为1°工况下,通过风洞试验与三维数值模拟相结合的方法,研究了转捩带对进气道壁面热流密度、压强、隔离段入口处总压和马赫数分布的影响.数值计算与风洞试验在壁面压强、进气道总压和马赫数上吻合较好,在壁面热流密度上相差约35%.研究结果表明:钻石形和斜坡形转捩带都可以有效地实现强制转捩.此外,随着转捩带高度的增加,转捩区域逐渐前移,直至转捩带后缘.对于已经起动的进气道,转捩带对进气道下壁面静压几乎不产生影响,但会使得隔离段下壁面附近的总压和 马赫数有所下降,从而导致从隔离段入口直至整个隔离段的质量加权总压和流量均下降3.5%左右,而质量加权马赫数的下降量则并不明显,在1%左右.