埋入式进气道设计

针对导弹用进气道的结构特点，提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法．该方法通过变更进气道的中心线、面积规律、中心线的倾斜角及双纽线喉道的设计参数，并通过采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的ＣＡＤ化。该ＣＡＤ技术与ＣＦＤ技术的结合能大幅度地缩短埋入式进气道设计周期、降低研制成本。实验结果表明，由该文提出的方法设计的埋入式进气道不做任何型面修改即可达到较好的气动性能。

进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究

本文通过在Ｓ弯管道进口段安装水平导流叶片，引主流气流吹除进口分离，有效地抑制了出口旋流和流场压力畸变，使总压恢复提高。其抑制效果与叶片的安装角、安装位置及叶片宽度等参数有关。文中还探讨了安装多块导流叶片时的旋流抑制效果。给果表明安装三块导流叶片可进一步降低族流，减小流场压力畸变，并可以彻底消除单涡旋流，且有总压恢复提高。

一族混沌系统的同时镇定研究

本文研究了一族混沌系统的同时镇定问题。通过研究混沌系统的动力学性质并应用自适应控制方法,得到了一个同时镇定一族混沌系统的单输入控制器,并实现了该类系统的同时镇定。数值仿真的结果验证了上述结果的正确性和有效性。

高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述

论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展。介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注。最后,对高超声速进气道与前体一体化设计的研究趋势进行了展望,提出三维内收缩式进气道与乘波前体的"双乘波"一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革。

一类多平衡点线性切换系统稳定区域的估计

本文研究了多平衡点线性切换系统稳定区域的估计问题,并得到了估计该类系统稳定区域的新结果.利用分量最终界法,不仅得到了多平衡点线性切换系统在任意切换路径下稳定区域的估计,而且得到了多平衡点线性切换系统在停留时间不小于其最小停留时间的任意切换路径下稳定区域的估计.与现有的结果相比,新得到的稳定区域的估计更加精确,在一定程度上减少了估计的保守性.最后,数值实例的结果验证了上述结果的正确性和有效性.

导弹蒙皮红外辐射特性的数值计算与分析

采用逆向蒙特卡罗（RMC）计算方法，在给定的飞行状态下分别计算出亚声速与超声速导弹蒙皮辐射源在不同方位角的2～5μm、8～14μm波段红外光谱辐射强度及强度场分布．结果表明：对亚声速导弹，相对于8～14μm，其2～5μm的辐射可忽略不计；对超声速导弹，相对于2～5μm，其8～14μm的辐射只有50％左右，但其绝对值较大而不可忽略不计．导弹的红外辐射在0°～90°探测位置内增加，在90°～180°内减小．大气对低空亚声速导弹辐射衰减作用强，对高空超声速导弹辐射衰减作用弱．超声速导弹的最大辐射强度是亚声速的18倍．

一种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究

对一种低雷达散射外形弹体下埋入式进气道的某设计方案进行了进气机理研究和低速气动实验研究。实验模型为低雷达散射的多边形弹体和埋入式进气道的组合。由于平面上的埋入式进气口进气困难,因此模型采用了由矩形进口逐渐过渡为圆形出口的进气道。通过对模型的CFD流场数值分析揭示了该平面上埋入式进气道的进气机理是进口侧棱产生涡,涡卷吸进气。通过对模型的低速气动实验研究获得了该埋入式进气道的流量特性以及气动特性随迎角和侧滑角的变化规律。结果表明,本研究所给出的进气道在低速气动实验时具有良好的流量特性和气动性能,较好地解决了埋入式进气道在平面弹身上难以进气的问题。因此可以推断,本文提出的埋入式进气道与低雷达散射弹身一体化设计具有光明的应用前景。

采用SBR法研究飞机进气道的雷达散射截面

采用弹跳射线法(SBR)对飞机发动机进气道的雷达散射截面(RCS)进行了分析计算.通过光学射线跟踪、场强跟踪及口径积分方法,研究了任意截面和形状的管道电磁散射特性,通过在微波暗室的实际测量,频率在X波段,分别进行垂直极化和水平极化两种方式测试,比较了一实际进气道的计算与实验结果,验证了此方法的有效性,与其他方法相比较,具有物理概念清晰、数学模型容易建立等特点,满足了实际应用的需要.

埋入式进气道的设计及其气动性能研究

本文提出了一种埋入式进气道的气动Ｓ弯设计方法，设计了进气道模型；并研究了该进气道在高、低速以及存在侧滑和正、负迎角时的性能。研究结果表明设计的埋入式进气道的总压恢复达到了使用可接受的程度，且进气道的性能随迎角的增加而改善。当存在负迎角和侧滑角时该进气道的性能变化也不太显著，这说明进气道具有较宽的工作范围。

三种不同的进气道与弹体组合体雷达散射截面特性

对三种不同进气道与弹体组合所得的三个模型进行了雷达散射截面 (RCS)实验研究。三种组合分别为 :埋入式进气道与多边形截面弹体的组合、埋入式进气道与常规圆截面弹体的组合、S弯进气道与常规圆截面弹体的组合。雷达散射截面特性实验和对比研究表明 :圆截面弹身时 ,采用埋入式进气道比采用 S弯进气道具有更好的隐身效果 ;采用埋入式进气道时 ,多边形截面导弹比圆截面弹身隐身性能更好。可以推断 。

内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析

针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明:由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130 Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。

TBCC进气道研究现状及其关键技术

介绍了TBCC发动机的组合方案及相对应的进气道方案,通过对国外TBCC进气道技术发展和应用现状的详细分析,阐述了不同布局方式的TBCC进气道的优劣点,总结了发展TBCC进气道所面临的主要挑战及所需解决的关键技术,提出了TBCC进气道技术当前有待突破的首要问题,意在为发展TBCC进气道技术提供基本思路和参考。

埋入式进气道流场控制研究

针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点 ,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验 ,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明 ,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变 ,总压恢复σ可提高 3.5%以上 ,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上 ,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平 ,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

针对一种马赫数为4一级的定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞试验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布,并对Ma=4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明:①超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;②迎角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随之下降;③随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;④通道内的静压分布曲线清晰地反映了内通道沿程激波系情况;⑤在大于贴口马赫数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道,从而存在稳定的亚临界状态。

一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性

针对导弹进气道的结构特点 ,在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压 S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的 S弯进气道的数学描述方法 ,可以方便地完成 S弯进气道的几何造型工作 ,实现此类导弹用 S弯进气道的参数化设计 ,生成的造型数据也可以为 CFD和 CAM使用。此外 ,作为验证 ,文中应用此方法设计了一个椭圆进口的 S弯进气道 ,并进行了模型的风洞实验。实验结果表明 ,使用本文方法设计的弹用 S弯进气道可以达到较好的气动性能 。

一种双斜切双压缩面进气道地面流态的数值模拟研究

采用基于 MUSCL插值的 Roe格式三维 N-S方程数值求解程序对地面状态下双斜切双压缩面进气道内外流场进行了数值分析 ,得到了其流动图谱 ,分析了其流场特征。计算中考虑了机身和边条翼的影响 ,计算结果表明 :1在进气道进口段外壁和下壁内交角处出现了较大的贴角分离包 ,分离导致了进气道出口较大总压畸变的产生。 2进气道横截面二次流动在进口段表现为一反向旋转的对涡 ,对涡中顺时针的旋涡较强 ,控制了进气道的外上角 ,逆时针的较弱 ,控制了进气道的内下角 ;在出口截面表现为较强的顺时针旋向的整体旋流。 3由于顺时针旋流的影响 ,进气道横截面上的总压高压区位置由进口段的内上角顺时针旋转到了出口截面的外上部 ,而由分离引起的总压低压区则由进口段的外下角顺时针旋转到了出口的内下部。将计算结果与实验结果进行了比较 ,验证了所采用的数值模拟方法的可靠性。

一种直升机进气道方案的电磁散射特性

本文对一种与发动机舱融合设计的直升机进气道在不同的极化方式、不同终端、不同攻角和方位角下的电磁散射特性进行了实验研究,分析了各种状态下雷达散射特性。研究表明,该类进气道RCS在垂直极化方式时比水平极化方式小;采用短路终端时的RCS明显要比采用叶片终端时高;近侧飞时(90°～105°)比前飞和近倒飞状况下的雷达散射截面大;在攻角分别为-10°,-5°,0°,5°,10°的实验中,当攻角为10°时的RCS值较小,而当攻角为-5°时的RCS值较大。

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。

一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征

对一种平面埋入式进气道的地面工作特性进行了实验研究,结合数值仿真技术,分析了地面工作状态下该类进气道的流态特征,并探讨了其出口总压图谱的形成成因.结果表明:(1)虽然进气道出口截面的二次流较弱,但通道内却存在强的以对涡为特征的旋流,该对涡因埋入式进气道进口侧棱的存在而产生,与后唇口前缘的气流分离共同导致了进气道出口截面的大面积低总压区;(2)地面工作状态下,埋入式进气道的总压恢复系数随出口马赫数的上升而下降,周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随着出口马赫数的增加而增加.在相同的出口马赫数下,地面工作状态的总压恢复系数高于飞行状态,各种畸变指数也明显偏高.但当发动机的进口工作马赫数为0.35左右时,进气道出口截面的综合畸变指数W小于10.0%,满足常规发动机的稳定工作要求;(3)计算和实验结果对比表明,所得到的进气道出口总压恢复系数相对误差在1.2%以内,但畸变指数整体偏大.

两种管外传热型式对振荡管性能的影响

对管外换热状况对振荡管性能的影响进行了实验研究及理论分析 .实验中采用自然对流及强制对流 (轴向水冷却 )两种典型的管外换热型式 .结果表明 :改善振荡管外的传热状况 ,可使振荡管的冷效应显著增强 ,在膨胀比ε=2 0～ 6 0的范围内可使制冷效率提高 4 6%～ 5 4% ,同时可使最佳射流激励频率 fopt降低且膨胀比对fopt值不再有明显影响