Bump进气道设计与试验研究_杨应凯

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空 气 动 力 学 学 报 第 25 卷
The study of numerical method of Navier-Stokes equations and non-linear evolution of the coherent structure in a boundary layer
和厚度 , 从而增加了控制附面层的难度 , 因此 , 其附面 层泄放系统相当复杂 。 为了进一步提高推进系统的性能 , 简化结构 , 洛 克希德 .马丁公司于 1990 年初就开始探索一种可以 替代传统超音速进气道设计的新方法 , 在他们的研究 中最有前景的设计概念就是 :” 无附面层隔道超音速 进气道(DSI 或者 Bump)” , 它取消了现在大多数超音 速战斗机进气道设计中必不可少的附面层隔道 、泄放 系统和旁路系统 , 使得飞机在性能 、机动性 、隐身 、结 构和重量等方面趋于完美 , 经过十年的努力 , 洛克希 德 .马丁公司的这项设计技术已趋成熟 , 并在成功地 用 F-16 战斗机进行试飞验证的基础上(见图 1a), 把 这项设计技术用在了他们的 JSF 验证机 X-35 上(见 图 1b)。
参 考 文 献 :
[ 1] MCFARLAN J D.Lockheed Martin' s joint strike fighter diverterless supersonic inlet [ M] .National Press Club , 2000, 11.
[ 2] SEDDON J .Intake aerodynamics [ R] .AIAA Education Series, 1985.
[ 3] 杨 应 凯 , 等 .JSF X-35 的 一 绝--无 隔 道 超音 速 进 气 道 [ J] .国际航空 , 2001, 8 :13-15.
[ 4] ROE P L , Theory of waverider [ R] .AGARD-LS-42, Vol.1 , 197 2 .
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第 3 期 杨应凯 :Bump 进气道设计与试验研究
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附面层泄放系统 , 无调节机 构 , 使飞机 阻力小 , 重量 轻 , 可靠性高 。
图 1b 由 CFD 设计的 X-35 Bump 进气道 Fig .1b X-35 Bump inlet features illust rated with CFD solution
图 7b M=1 .8 攻角特性(β =0°) Fig.7b Angle of attack ef fects at M =1 .8(β =0°)
图 8b M=1 .8 侧滑角特性(α=0°) Fig .8b Sideslip effects at M=1 .8(α=0°)
4 结 论
(1)Bump 进 气道采 用锥 型流 乘波 设计 , 通 过 CFD 计算 、风洞试验及油流试验的验证 , 证明了该设 计方法是正确的 , 前机身附面层通过压缩鼓包形成的 压力梯度得到了排出 , 实现了机身和进气道的一体化 设计 ; (2)Bump 进气道气动性能优异 , 并且取 消了传 统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道 、泄放 系统和旁路系统 , 使得飞机 阻力小 、重 量轻 、可 靠性 高。
第 25 卷 第 3 期 2007 年 09 月
文章编号 :0258-1825(2007)03-0336-04
空气动 力学学报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
Vol.25 , No .3 Sep ., 2007
Bump 进气道设计与试验研究
杨应凯1 , 2
(1.南京航空航 天大学 , 江苏 南京 210016 ;2.成都飞机设计研究所 , 四川 成都 610041)
LU Chang-gen , CAO Wei-dong , QIAN Jian-hua
(College of Environmental Science and Engineering , Hohai University , Nanjing 210098, China)
Abstract :A method for direct numerical simulation of three-dimensional incompressible Navier-Stokes equations has been built up .With the Fourier spectral expansion in the spanwise direction , the compact finite difference and the non-linear terms upwind compact finite difference schemes on non-uniform meshes in the x 、y direction are constructed .The nonreflecting outflow boundary conditions of three-dimensional unsteady fluid flow have been studied and put forward .Besides , an initial theory model for the eddy structures in a laminar boundary layer is proposed in this paper .The non-linear evolution of the eddy structures in a laminar boundary layer has been studied by the method of the direct numerical simulations . It is found that the numerical results of the distribution of Reynolds stress , the formation of high shear layer , the event of ejection and sweeping etc resemble what was observed in the characteristics of the eddy structures of wall region in a turbulence boundary layer .As the problem of non-linear evolution of the eddy structures in a boundary layer is directly simulated , it has shown that the numerical method has a lot of advantages on high accuracy , all right stabilization , fast convergence , and less influence upon the outflow boundary conditions etc ..
3 风洞试验结果分析
对 Bump 进气道进行了高 、低速风洞试验 , 试验 最大 M 为 2 .0 , 试验模型在风洞中的照片见图 6 。 Bump 进气道攻角性能见图 7 , 图中显示了总压
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空 气 动 力 学 学 报 第 25 卷
恢复和综合畸变指数随流量系数的变化 ;图 8 显示了 Bump 进气道的侧滑性能 ;从图中可以看出 , Bump 进 气道的攻角性能和侧滑性能随角度的变化不大 , 稳定 性好 , 这主要是锥型流的特点所致 ;M =1 .8 时 , 进气 道的总压恢复系数高达 0 .9 , 这也是常规固定式进气 道很难实现的 , 显示了 Bump 进气道具有优异的气动 性能 。
图 1a 改装 Bump 进气道以后的 F-16 在试飞中 Fig .1a F-16 Bump inlet来自百度文库configuration i n flight
收稿日期 :2006-01-20 ; 修订日期 :2006-05-15. 基金项目 :航空基础科学基金资助(项目号 :01A 11003). 作者简介 :杨应凯(1964-), 男 , 研究员 , 主要从事进气道设计工作 , 南京航空航天大学在读博士研究生 .
0 引 言
进气道设计是战斗机设计的关键之一 , 因为战斗 机要在很宽的速度和高度范围内以及机动条件下飞 行 , 发动机空气流量变化很大 , 从慢车状态到最大状 态 , 进气道要在所有情况下都必须为发动机提供足够 的和高质量的空气 。 进气道的设计要考虑总体布局的约束 , 而且它对 飞机的前机身外形影响较大 , 如果通过进气道与机身 的一体化设计 , 找到一个最优的组合外形 , 就可以得 到阻力小 、重量轻 、成本低 、可靠性高以及高效的推进 系统 。此外 , 进气道的设计还必须满足战斗机的隐身 要求 。 进气道设计的另一个关键是 , 必须考虑机身表面 和压缩斜板上形成的低能量附面层 , 因为激波和附面 层的干扰会使进气道的流场变得紊乱 , 从而使发动机 进口处的流场发生畸变 , 严重时会导致进气道喘振和 发动机失速 。消除或减轻附面层影响的传统方法是 , 把进气道的位置有意与机身表面隔开一段距离 , 形成 一个附面层隔道排走机身附面层 ;国外 , 尤其是美国 , 在 20 世纪 80 年代后期和 90 年代初 , 就开始探索各 种新型的进气道设计概念 , 最著名的就是在 战斗机 F A-18E F 和 F-22 上采用的“Caret” 进气道 。 “Caret” 进气道的缺点是 , 机身附面层隔道无法取消 ;而且由 于进口平面斜切和双压缩平面 , 增加了附面层的区域
图 4 用 CFD 计算的 Bump 进气道压力图谱和流线图 Fig.4 The Bump inlet features illustrated with CFD solution
图 2 Bump 进气道“ 乘波” 原理构形 Fig .2 The waverider theory of Bump inlet
图 8a M=1 .8 侧滑角特性(α=0°) Fig.8a Sideslip effect s at M=1 .8(α=0°)
图 6 Bump 进气道在高速风洞试验中 Fig.6 The high speed Bump inlet wind tunnel model
图 7a M=1 .8 攻角特性(β =0°) Fig .7a Angle of attack effects at M =1.8(β =0°)
图 3 Bump 进气道外形 Fig .3 The Bump i nlet configuration
开展了 CFD 数值计算 , 对 Bump 进气道 、前机身 流场 、进口段和管道内流场进行了模拟 , 其流场压力 图谱及鼓包上的流线轨迹见图 4 , 从图中可以看出 , 压缩鼓包上产生了压力梯度 , 将前机身附面层排出进 气口外 ;这一点还可以从风洞试验油流图中得到验证 (见图 5)。
2 Bump 进气道的设计
本方案的 Bump 进气道设计为腹部进气 , 机身与 进气道采用一体化设计(见图3), 无附面层隔道 , 无
图 5 Bump 进气道油流图(M ∞ =2 .0, α=0°, β =0°) Fig .5 The oil flow pattern(M ∞ =2 .0 , α=0°, β =0°)
本文的研究内容以腹部进气为基础 , 对设计方法 进行了分析 , 通过 CFD 计算 、高速风洞试验及油流试 验 , 验证了设计方法的正确性 , 为进气道的设计奠定 了基础 。
1 Bump 进气道设计原理
Bump 进气道是根据锥型流理论 , 采用乘波原理 生成的 , 将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面 , 其产生的流场仍然为锥型流 , 锥型激波附着在压缩曲 面的边 缘(见 图 2)。 由于锥型 流本身的 特点 , Bump 进气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯度 , 二者 的联合作用相当于存在无源附面层吹出装置 , 可将大 部分机身附面层吹出进气道口外 , 所以在 Bump 进气 道上可以不采取附面层隔道 、吹除 抽吸措施也能获 得较好的性能 。
摘 要 :对一种先进的无隔 道超音速进气道(Bump 或者 DSI)进行了设 计方法和风 洞试验研 究 。 研究表明 :Bump 进 气道性能优异 , 并且取消了传统的超 音速战斗机进气道设计中的附面层隔道 、泄 放系统和旁 路系统 , 使得飞机 阻力 小 、重量轻 、可靠性高 。 Bump 进气道是根据锥型流 理论 , 采用乘波原理设计的 。 即用机身 形面去截 取锥形流场 , 在此 范围内进行 压缩 面的设计 , 由于锥型波波后 产生等熵压缩 , 在压缩面展向形成一定的压力梯度 , 将附面层排出进气道口外 。 关键词 :Bump 进气道 ;DSI 技术 ;进 发匹配 ;综合畸变指数 中图分类号 :V212.3 ;V211.7 文献标识码 :A