超声速进气道出口弯段的阻力特性数值研究

推阻匹配设计是吸气式飞行器设计的核心问题,为了获取进气道的阻力特性并降低内流阻力,提高吸气式飞行器的总体性能,采用数值方法对超声速双侧布局进气道的冷流阻力特性开展研究,对比分析了不同转弯长度、转弯角度、扩张比下的弯段流态和阻力特性;获得了进气道内阻的分配比例及关键几何参数对弯段流场结构和进气道内阻的影响特性。结果表明:对于双侧布局的进气道,冷流条件下弯段内容易发生流动分离,存在较大的流动损失,在不产生溢流的情况下,弯段内阻占整个进气道内阻的大部分。分析发现,减小转弯角度或增加弯段扩张比均可降低进气道弯段内阻,而转弯长度与转弯半径相互影响,在给定的设计条件下,弯段内阻随转弯长度的增加先减小后增大。

大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析

为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响，选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器（TPS）短舱和真实发动机短舱作为研究对象，采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明：由于TPS流量低于真实发动机需求，其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同，阻力特性也有差别；在进气道处于亚临界状态时，TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位，又由于唇口当地气流攻角更大，使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°；当进气道工作于超临界状态时，TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性，但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化，使得在0°～20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱，而在20°～30°攻角时其阻力系数略低，差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机，未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响，但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型 ,并对其进行了数值模拟研究和吹风实验 。

侧压式进气道内部阻力的参数分析

为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。给出了侧压式进气道附加阻力作用表面的形状,讨论了附加阻力的特点。研究发现,内壁面总阻力中,压力阻力随收缩比增加而增加,约占总阻力的60%到70%;唇口前的溢流会产生“附加推力”而不是通常情况的附加阻力。

侧压式进气道内部阻力分析

针对目前对超燃冲压发动机阻力特性的需要,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,对其内部阻力进行分类;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。

侧压式进气道附加阻力分析

以侧压式进气道的附加阻力特性为研究对象,以流线跟踪得到的捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下喉道截面前捕获流管的阻力特性;以数值模拟为手段,分析了附加阻力作用表面的形状和变化特征,讨论了侧压式进气道流线偏转导致溢流的机理,给出了进气道几何参数变化对附加阻力的影响关系。研究发现,唇口前的溢流会产生"附加推力"而不是通常情况的附加阻力;附加推力随收缩比增加而增加,大小和流管作用的摩擦阻力处于同一水平。

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。

基于数值模拟的超声速进气道附加阻力计算方法研究

基于CFD数值模拟,提出了一种超声速进气道附加阻力的快速计算方法。以某三波系二元超声速进气道为对象,开展了实例分析。计算结果表明,本文提出的附加阻力计算方法简单易行,便于推广应用于真实三维进气道设计中,可综合评估进气道捕获来流的气动特性,包括攻角特性和导弹前弹体的干扰特性等,具有明显的实用性和应用前景。

冲压增程弹丸冷态气动阻力特性分析

以一冲压增程弹丸为例,在马赫数2.0到2.5的冷态飞行条件下,采用飞行试验结合流动仿真的手段,分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布。数值仿真所得阻力数据与飞行试验所得结果误差在6%以内。仿真分析结果表明:外部阻力在弹丸所受总的气动阻力中占有支配地位,约为总的气动阻力的95%;作用在弹丸上的气动阻力中,压力阻力远远大于摩擦阻力,约占总阻力中的85%;弹丸所受外部气动阻力中,压力阻力约占90%。冷态飞行试验所得气动阻力数据可以直接作为冲压发动机推力设计的依据;冲压增程弹丸减阻设计的重点在于减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积。

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。

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。

带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析

针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。

某高超声速弹用发动机安装特性分析

为了评估飞行中发动机的推力与耗油率,在导弹总体设计时必须考虑发动机安装特性。文中基于对发动机总体性能与部件特性的分析,通过建立进气道附加阻力、喷管/后体阻力及进气道与发动机流量匹配计算模型,选择保持动压50kPa的飞行轨迹,对导弹用发动机的安装阻力系数、发动机安装推力、安装耗油率进行了计算。结果表明:进、排气系统的外部阻力使推力降低,耗油率增加。

高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析

针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性。对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化。研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27。外部阻力中,摩擦阻力占约20%;内部阻力中,摩擦阻力占40%左右。

前缘抽吸对水翼水动力及空泡性能的影响（英文）

为了研究船用水翼前缘抽吸设置对其水动力性能及空泡性能的影响,应用数值模拟的方法进行了系统的计算分析。首先,以NACA0012为研究对象,采用两种湍流模型对翼型绕流进行模拟,通过与实验值对比,确定了合理的湍流模型。随后,计算分析了船用水翼添加前缘抽吸作用后,升力系数、阻力系数和升阻比的变化情况,及对失速角的影响,结果表明船用水翼在前缘布置吸口后可以提高失速角,扩大稳定工作攻角范围,提升翼型升阻比,起到增效的作用。最后,计算了NACA0012翼型及在其前缘加吸口水翼的定常与非定常空泡流动的数值模拟,计算结果表明:定常流动时,在翼型前缘加上吸口,可使空泡尺寸减小,改善了水翼的空泡性能;非定常流动时,加上吸口,可使空泡周期变长,空泡变化范围减小,抑制大规模空泡云的脱落,减少对水翼表面的剥蚀作用,降低空泡对水翼性能的影响。

扁平融合式飞机整体式进/排气试验的推/阻校准方法

在研究嵌入式动力装置的进/排气效应对扁平融合式飞机气动特性的影响时,发展了一种整体式进/排气模拟试验方法及推/阻校准方法。采用与飞机模型融为一体的内置式引射器同时模拟飞机的进气效应和排气效应,模型气动载荷与引射器工作时的作用力由天平同时测量获得;把模型推进系统部分分离出来,在TPS校准箱中进行推/阻校准,建立模型气动载荷与推/阻力之间的剥离方法,获得真实的进/排气效应影响试验数据。用典型的背负式进气道扁平融合式飞机模型进行了推/阻校准试验和进/排气影响风洞验证试验,验证了该方法的可行性。

来流处理方式对帆船帆翼空气动力数值模拟结果的影响

测试来流不变、帆翼不变方式下帆船帆翼数值模拟结果的差异性。结果显示:不同攻角下帆翼不变方式和来流不变方式得到的阻力系数均与实验值相差不大,但帆翼不变方式得到升力系数与实验值相差很大,来流不变方式得到的升力系数与实验值误差较小。考虑帆船帆翼空气动力性能数值模拟时攻角在0～180°范围内变化的特殊性,在帆翼空气动力性能数值模拟中,采用来流不变方式,模拟不同攻角帆翼流场时,将帆翼转动,重新进行网格划分。

进气道整流罩保形减阻设计研究

提出了一种尾喷管与进气道整流罩保形设计方案,既保持导弹外形特征不变,又与尾喷管内型面实现一体化保形设计。采用CFD方法对尾喷管及整流罩底部内外流场进行了一体化数值模拟,分析了保形设计对进气道整流罩底阻的影响。结果表明,导弹高速飞行时,采用保形设计能减小进气道整流罩的底阻;补燃室压强越高,进气道整流罩底阻越小,从而验证了该设计方案的可行性。

“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。

自流冷却系统引水装置的水力性能研究

为提出先进船舶自流冷却系统引水装置的定量设计原则,参照水泵性能描述方法,提出自流扬程的概念,用自流扬程和附加阻力描述引水装置水力性能。基于伯努利方程和边界层方程的计算分析表明,为提高自流扬程,引水装置吸入口应垂直于来流且高于边界层厚度。基于冲量定理进行计算分析并结合三维仿真计算结果表明,为平衡自流能力和附加阻力,引水装置的入口流速与航速之比宜设计在一定区间内。实船计算结果验证了本文设计方法的正确性。