战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

发布时间：2021-09-22 16:08

　　为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明:大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。 

【文章来源】：航空学报. 2020,41(06)北大核心EICSCD

【文章页数】：8 页

【部分图文】：

典型过失速机动仿真曲线

图1 典型过失速机动仿真曲线为了更好地揭示进气道内部流动形成发展机理，图3列举了不同迎角下进气道内部主要流动特征。可以看到，小迎角时进气道出口图谱中存在3个低压区，分别位于左上、右上和正下方3个方位，其中左上、右上2个低压区是由气流绕过机头两侧进入进气口发展成S弯管道对转旋涡形成的，而唇口绕流进入内管道后一直沿着壁面发展最终附面层越积越厚形成正下方低压区。随着迎角增大，气流不再绕机头流动而是直接冲入进气口发展成S弯管道对转旋涡，而下唇口绕流的一部分分支沿侧壁面向上与对涡汇合，另一分支则继续沿下壁面发展，因此左上、右上2个低压区势力范围加大，并有向下运动的趋势。当迎角继续增大，对涡气流在管道后段下甩，形成与唇口绕流进一步合拢的发展态势，因此出口截面上对涡低压区也与唇口绕流低压区汇合。此后，迎角进一步增大，对涡气流与唇口绕流的汇合作用更加强烈，进气道出口最终呈现出高压区在上、低压区在下的图谱形态。

为了更好地揭示进气道内部流动形成发展机理，图3列举了不同迎角下进气道内部主要流动特征。可以看到，小迎角时进气道出口图谱中存在3个低压区，分别位于左上、右上和正下方3个方位，其中左上、右上2个低压区是由气流绕过机头两侧进入进气口发展成S弯管道对转旋涡形成的，而唇口绕流进入内管道后一直沿着壁面发展最终附面层越积越厚形成正下方低压区。随着迎角增大，气流不再绕机头流动而是直接冲入进气口发展成S弯管道对转旋涡，而下唇口绕流的一部分分支沿侧壁面向上与对涡汇合，另一分支则继续沿下壁面发展，因此左上、右上2个低压区势力范围加大，并有向下运动的趋势。当迎角继续增大，对涡气流在管道后段下甩，形成与唇口绕流进一步合拢的发展态势，因此出口截面上对涡低压区也与唇口绕流低压区汇合。此后，迎角进一步增大，对涡气流与唇口绕流的汇合作用更加强烈，进气道出口最终呈现出高压区在上、低压区在下的图谱形态。图3 不同迎角下进气道流动特性

【参考文献】：
期刊论文
[1]战斗机进气道非定常性能试验技术[J]. 巫朝君,聂博文,孔鹏,卢翔宇.  实验流体力学. 2017(02)
[2]鸭式布局战斗机非常规机动的流场机理数值分析[J]. 胡铃心,昂海松,肖天航.  南京航空航天大学学报. 2014(06)
[3]飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究[J]. 杨应凯.  实验流体力学. 2013(06)



本文编号：3404032