双发进气道风洞试验系统的设计与应用

为全面满足进气道试验不同工况性能匹配和相互干扰试验的需求,同时解决流量控制能力不足和流场畸变较大时流量测量误差大等问题,在FL-12风洞研制了一套双发进气道试验系统。采用光滑外形的整流罩和由蜂窝器、阻尼网组成的整流装置,以提高流量计的流场品质和测量精度;采用单台大流量柱形分布式引射器,以满足双发进气道流量需求;采用基于RTEX网络协议的控制系统,以实现节流锥位置的闭环控制和精确定位。通过校准试验和风洞试验验证了流量计的性能和参数,测试了试验系统的综合能力。试验结果表明：流量计的流场均匀性相对于进气道有明显提升,在常用节流锥行程范围内,其综合测量精度可达到0.1%,同时能准确模拟进气道需要的吸入流量。因此,该系统能全面满足双发进气道风洞试验的需求,为飞行器进气道的设计和优化提供重要支撑。     

使用波导模型研究“长空一号”靶机喷气式发动机进气道的雷达反射特性

本文采用波导模型模拟发动机进气道,计算和实验测量了截面积为10×10厘米~2的矩形波导的RCS值,两者结果基本相符。通过这一方法,计算了“长空一号”靶机进气道的RCS值,与地面静态测量比较,结果令人满意。这样,对于复杂的喷气式飞机目标,其机头和机尾的RCS值就可通过波导模型的模拟来修正。     

带进气道的面对称布局战术导弹气动特性工程估算

随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现,需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能。针对带有进气道的面对称布局战术导弹,基于大量的研究和实验结果以及工程经验,把进气道视作极小展弦比的部件,建立了进气道法向力与压心计算的简化模型,采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序,计算结果与实验数据吻合较好。     

高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析

对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析，就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较，计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征，随着来流马赫数的减小，激波角增大，压缩波在通道内的反射次数增加，而强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时，在等直隔离段入口出现喉道截面，进一步减小来流马赫数，流量阻塞，引起压力升高，波系向进口方向移动，波后出现亚声速流场，进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时，由于波后分离包的存在，在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。     

进气道整流罩全尺度动态分离试验研究

进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势,推导了适用于高速动态分离试验的相似准则,发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施,建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术,针对配有进气道整流罩的飞行器前体,以50kPa动压试验条件实现了高动压（100kPa）条件下的动态分离轨迹模拟。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏.文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析.研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低.     

“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。     

S弯进气道吞水过程仿真分析

针对配装S弯进气道的发动机在开展台架吞水试验方案设计中缺少输入条件的问题,模拟重建了F-35飞机的S弯进气道模型,采用数值仿真手段获取了S弯进气道吞水后进气道出口水滴分布图谱。根据工作包线相近的某全尺寸进气道/发动机地面联合试验结果对所采用的仿真方法进行了可靠性验证,仿真与试验获得的进气道总压恢复系数具有较好的一致性,证明仿真方法可靠。开展了吞入喷射装置产生的液态水、吞入雨天空气中的液态水2种条件下的进气道吞水仿真,结果表明：S弯进气道吞水后,在进气道出口形成的水滴分布不同于之前开展的发动机台架吞水试验中所采用的喷水方案,水滴粒子在进气道出口左上角区域较为集中而不是正下方,在进气道入口前喷水产生的水滴分布图谱比真实雨天工作条件更为恶劣。建议在开展发动机台架吞水试验前,通过数值仿真或试验测量获取配装进气道后发动机进口的真实水滴分布,以此为输入条件开展喷水方案设计,以便更好地考核发动机吞水能力。     

内并联型进气道模态转换过程中流道间干扰特性研究

针对组合动力进气道模态转换过程中存在的流道间干扰现象,采用数值模拟方法对一典型内并联型进气道模态转换过程中高/低速流道间的干扰特性展开了深入研究。结果表明：在模态转换过程中,当低速流道结尾激波位于低速流道内部时,高速流道节流至一定程度都将对低速流道形成干扰。该干扰现象出现后,高/低速流道的流动耦合,两流道的流量分配也随之发生变化,甚至导致了进气道流场的失稳。仅当β/α=0.25时,高/低速流道间的干扰造成了进气道流场的失稳且失稳后的振荡流场会先后出现两个不同的发展时期：前一时期的振荡流场的振幅较大但频率较低,约为335Hz;后一时期的振荡流场的振幅较小但频率较高,约为880Hz。