短S弯进气道流场数值模拟研究

对短S弯进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。采用非结构网格、标准k-ε湍流模型求解三维N-S方程,计算了在马赫数为0.7的来流工况下,平飞、3°攻角、3°侧滑角时S弯进气道内部的流动特性;从纵向中心截面马赫数、出口总压恢复及二次流等方面,定性地分析和比较了3种工况下流场的差异。结果表明,短S弯进气道对侧滑角非常敏感;在其出口,在平飞及3°攻角时形成对涡,而在3°侧滑角时则形成了整体涡;其流场品质,在3°攻角时相对较好,平飞次之,3°侧滑角时最差。     

有无边界层吸入对S弯进气道流动特性的影响

为了深入认识一种吸入大量来流边界层的S弯进气道,在完成其设计的基础上,采用仿真方法对其流动特性展开了研究,并与无边界层吸入的S弯进气道进行了对比。结果表明:由于吸入大量来流边界层,该进气道进口段流场主要受钝体绕流与平板边界层相互干扰作用;在内通道第二弯段后半段,二次流逐渐发展成为对涡,并将堆积在下壁面的低能流卷向截面中间,最终在出口截面的中下半部形成了低总压恢复区。另外,边界层的吸入使得进气道总压恢复系数下降约0.04,且随出口马赫数的升高,总压恢复系数先升高后降低,而在无边界层吸入的S弯进气道中总压恢复系数随之单调降低。     

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

S形进气道流场数值模拟

考虑了外流场对进气道内部气流流动状况的影响,将S形进气道的内外流场进行综合求解.采用有限容积法,求解全三维N-S方程.将数值计算结果与实验数据进行了对比,分析了机头/前机身对进气道入口气流的影响,同时也分析了进气道入口激波分布和进气道内部气流流动情况,以及出口流场的气流品质.从计算结果看该进气道损失比较大,出口截面最高的总压恢复系数为0.96;二三级调解板可以有效地引导气流,避免第一转弯处的大面积回流.     

S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析

利用FLUENT软件对S弯进气道旋流畸变进行数值模拟,通过分别对不同攻角、侧滑角飞行状态下的进气道沿程及出口流场进行分析,展现了旋流畸变的产生机理和发展过程。引入旋流评价指标,对旋流畸变进行评定,并与总压畸变评价体系进行对比和分析。研究表明:该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化,但旋流强度随攻角的增大略有减弱;在侧滑状态下,该S弯进气道出口对涡旋流消失,旋流以整体涡出现且强度较大;传统的总压畸变指数无法描述旋流,引入的旋流评价指标能较为准确、直观地评定旋流畸变强度和流场结构。     

高性能歼击机进气道进口流场的数值模拟

应用数值模拟技术，采用“模拟前机身”的方法，把模拟对象按某种规律在长度方向上缩短1/2后，可将模拟流场与基准流场间的参数差控制在10%左右。吸除边界层后，可直接使用三维Euler法来判断机身缩短后的影响。而不必求解雷诺平均薄层N-S方程组，理论研究业已证明，用此方法，可在较小尺寸的自由射流式超音速风洞中开展带有飞机前部操纵面的进气道/前机身组合大模型的实验研究，从而解决了进/发匹配课题中的一大技术关键。     

三维进气道粘性流场数值模拟

对三维进气道流场进行了数值模拟，将三维进口激波系的数值模拟结果与二维模拟及激波理论估算值进行了对比。说明可以用现有的计算方法对三维进口波系进行评估。对三维进气道内管道流场的模拟由于受诸多因素的影响，与试验结果相比会有一定差别，本文对此进行了分析。同时对计算的边界条件及收敛特性也进行了分析。     

S弯进气道内附面层抽吸控制对风扇级性能的影响

为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响,在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后,将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道,进而展开全流道数值研究,着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明:吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升,堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%;进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部,所占区域面积沿流向逐渐减小;接触转子至动叶前缘区间内,畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移,最终覆盖约3个流道;静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离,且分离主要发生在50%叶高以下,吸气后略有减弱.      

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。     

半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。     

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 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。结果表明安装三块导流叶片片可进一步降低旋汉，减流场压力畸变，并可以彻底消除单涡旋流，且有总压恢复提高。     

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.      

槽对超声速混压式进气道性能及边界层的影响

为提高定几何超声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不同位置开槽的方法,研究了在各级锥体上、锥体折角处开槽时锥体上的边界层变化,研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、增压比和起动性能产生的影响.结果表明:开槽一方面改变了超声速进气道锥体上的波系分布和进口马赫数,另一方面也使槽后边界层厚度增加,改变了边界层内的速度分布,使摩擦阻力增大.二级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型大33.3%,模型2比原型大16.7%,三级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型增加52.4%,模型2比原型增加9.1%.开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加,其增加量随来流马赫数的变化而变化.在马赫数为4.0的设计状态下,折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%,锥体上开槽可以提高4.3%.锥体折角处开槽对流量系数和起动性能影响不大.     

亚声速无人机背部S 弯进气道设计与试验

为了优化亚声速无人机进气道的性能,完成了1种背部S弯进气道设计。通过合理控制中心线形状和截面积变化率完成了内型面设计,利用内、外流场耦合仿真得到了该进气道的最佳工作点和速度、迎角、侧滑角特性。数值仿真结果表明:总压恢复系数达到0.97以上。利用试制的玻璃纤维进气道与发动机进行了地面静止吸气状态下的匹配试验,试验结果表明:在地面静止吸气状态下发动机稳定工作裕度和熄火特性均满足设计要求,推力损失小于0.032。     

S弯进气道优化设计及分析

为改进隐身飞行器推进系统的气动性能,针对S弯进气道开展了设计和分析。基于数值模拟方法、代理模型和遗传算法构建了一套自动优化方法。在优化设计过程中,结合参数化建模、网格自动生成和改进(SST)湍流模型求解,应用优化方法对飞行器进行了多目标设计,得到了进气道的优化推荐构型。应用尺度自适应模拟(SAS)方法对优化进气道气动性能进行了全面和细致的分析。研究结果表明:SAS方法可以较好地模拟S弯进气道的流动,优化设计能够极大地改进S弯进气道的气动性能;相比原始设计,优化进气道设计点的总压畸变指数降低了16.3%,总压恢复系数提高了1.1%。     

混压式进气道与弹体一体化流场数值模拟

基于Favre平均的N－S方程和B／L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对X布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟,研究了解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气 启动问题,得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布,讨论了绕弹体非均匀来流条件下,进气道的位置,附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹性气动力的影响,结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响。     

三维进气道湍流流场数值模拟

结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况.计算结果表明:0°攻角和10°攻角时,机头激波对入口气流影响不大,出口气流总压分布相对均匀,且高压区面积较大;而10°侧滑角时,受机头激波的影响,进气道前方出现小范围的低压区,且出口气流低压区较大.     

前弹身-进气道流场一体化数值模拟技术的发展和展望

综述了前弹身、进气道及其组合体流场的特点以及计算流体力学在上述流场中的应用.目的在于弄清流场形成的机理,为有效进行前弹身-进气道流场一体化数值模拟提供理论依据.     

喷管流场和羽流场的N－S数值模拟

利用时间推进的方法，通过求解可压缩的、雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程，并利用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数滴流模型和Ｐｒａｎｄｔｌ混合长度模型，数值模拟了飞机和火箭发动机喷管的内流和羽流，获得了喷管内流场和羽流场的参数分布，计算结果与试验结果及国外研究成果一致。网格划分采和了自适应网格技术。