无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
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[ 1 , 4]
图 7 马赫数等值线(对称面 , α= 0° ) Fig. 7 IsoM ach number cont ou rs (symm et ry location , (α= 0 ° )
。
3 前机身 /进气道一体化流动分析 (1)计算条件 由于取消了附面层隔道 , 进气 口和飞机前机身成为一体化设计 , 进气口前的三 维鼓包曲面与前机身融合在一起 , 这个鼓包能产 生一个把附面层推离进气道的压力分布 , 同时起 到对气流的压缩作用 。 在对 DSI 进 气道机理的 分析过程中 , 也必须采用一体化的思想 , 将进气道 与前机身作为一个整体考虑 , 分析鼓包型面与进 口唇罩的角度 、形状之间的相互影响 。 有关该机的具体战术技术性能要求目前还没 有公布 , 从已经掌握的资料来看 , 其设计飞行马赫 数在 1. 5 左右 。 因此选取 1. 5 作为计算的来流马 赫数 。 (2)波系结构 图 7 、图 8 分别给出 了无攻 角、 无侧滑角时飞机竖直对称面上和过鼓包顶点 水平切面内的流场马赫数 。 从图 7 中可以看出 , 超声速来流在飞机头部形成了斜激波 , 气流在波 后减速增压 , 随后又由于机身形状的影响 , 气流发 生了膨胀 , 在上部驾驶舱前形成了第二道斜激波 , 在驾驶舱上后部气流又膨胀加速 。 从图 8 可以看 出 , 超声速来流经过飞机头部的斜激波后 , 气流减 速增压 , 随后又由于机身形状的影响 , 气流膨胀加 速 , 在进气道进口前气流马赫数约为 1. 44 , 在鼓 包顶点形成了一道斜激波 , 斜激波没有和上唇罩 相交 , 而是在上唇罩前一定距离处 , 气流经过第一 道斜激波后在鼓包前段减速增压 , 在进口前形成 第二道激波 , 激波角度较大 , 与鼓包表面接近垂 直 , 波前 马赫 数约 为 1. 2 , 波后 为亚 声流 , 整 个
收稿日期 : 200403 19 ; 修订日期 : 2004 0705 基金项目 : “ 十五” 空军预研资助项目
避免在唇口形成雷达波的角反射 , 同时也提高了 进气道的攻角特性 。 另外 , 进气道的附面层隔道 是一个很大的雷达波散射源 , 由于采用了无隔道 设计 , 大大提高了隐身性能 。 然而进气道鼓包是什么样的构形 如何排除 附面层 为此 , 本文根据飞机照片 , 采用南京航空 航天大学的“ 照片三维复原技术” 复原了飞机前机 身、 进气道 (包括鼓包 )的 外形并进行了分 析 , 用 NAPA 软件对其前机身 /进气道内外流场进行了 数值模拟 , 给出了其流动特征 , 分析了鼓包排除附 面层的机理 。 1 某型飞机及进气道的复原 研究对象为飞机的前机身和进气道 , 不包括 机翼 , 并对机腹进行了平滑简化处理 。 图 1 给出 了复原后的飞机进气道唇口角度及机身表面网格 图 , 进气道进口外罩为 3 唇缘结构 , 进气道的安装 角为 - 5° 。 计算时根据对称性 , 选取飞机的左半 边生成网格 , 整个计算网格共 60 块 , 网格节点共 计 1 031 556 个 。 由于缺少进气道内型 面数据 , 加
图 6 旋成体表面压力分布 Fig. 6 Surf ace pressu re di st ribut ion on cone 图 5 鼓包表面压力分布 Fig. 5 Surf ace pressu re di st ribut ion on b ump
288
航 空 学 报
第 26 卷
无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
梁德旺 , 李 博
(南京航空航天大学 能源与动力学院 , 江苏 南京 210016)
Reverse Design of Diverterless Inlet and Mechanism of Diversion of Boundary Layer LIANG Dew ang , LI Bo
图 4 无量纲化的鼓包型线 Fig. 4 Dimensi on les s slice li nes oBaidu Nhomakorabea b ump
其基本型线过鼓包顶点中心对称面 , 在起点与水 平方向成一较小的角度 , 近似为一段直线 , 起始角 度θ ≈ 11 ° , 随后是一段角度变化较小的凹曲线和 一段向上凸的曲线 , 在末端型线成水平状态 。 为了分析鼓包排除附面层的机理 , 根据反设 计得到的鼓包型线重新生成了鼓包压缩面 , 同时 按基准型线构造了 1 个旋成体(广义圆锥)以便分 析比较 。 图 5 和图 6 分别给出了鼓包和旋成体的
进气道的设计是战斗机设计的关键之一 。 在 设计时 , 不仅要考虑进气道在飞行包线范围内为 发动机提供足够的空气流量 , 还要考虑总体布局 的约束和一体化设计的要求 , 同时还必须满足战 斗机的总体隐身要求 。 美国在 X35 飞机上首先采用了“ 无附面层隔 道超声速进气道(DSI) ” 设计技术 , 在进气道的进 气口没有设置常规的固定式附面层隔道 , 而是设 计了一个三维曲面的突起块(或鼓包), 这个鼓包 对气流进行压缩 。 这种新颖的设计取消了传统的 与进气道附面层控制有关的复杂机构 , 如 : 附面层 隔离板 、 放气系统 、 旁通系统 , 减轻了飞机的重量 , 也因此降低了生产和使用费用[ 1 ～ 4] 。 该机的进气道设计体现了隐身设计的思想 。 首先 , 进气道的管道设计成了短 S 弯形 , 能有效地 遮蔽发动机的风扇或压气机叶片这个主要的雷达 波散射源 。 其次 , 进气道的唇罩设计成了前掠式 ,
(Co llege of Energ y and Pow er , N anjing Univ ersity of A ero nautics and A stro nautics , Nanjing 210016 , China ) 摘 要 : 采用“ 照片三维复原技术” 对某型飞机无隔 道进气道 / 前机身进 行了几何 重构 , 然 后用 N S 方程对 机 身 / 进气道内外流场进行了数值模拟 , 得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布 , 分析了无 隔道进气道排移附面层的机理 。 结果表明 : 该飞机进气道 在鼓包顶点有一个起始压缩角 , 波后为等熵压缩面 。 研究认为 , 无隔道进气道的设计机理是在鼓包压 缩面上形成一个中间高 、两侧低的压力分布 , 在该压力梯度的 作用下来流附面层被推向两侧并被排除 。 关键词 : 无隔道进气道 ;鼓包进气道 ; 一体化设计 ;计算流体力学 中图分类号 : V 228 . 7 文献标识码 :A Abstract:T he diver te rle ss inle t a nd forebody o f a fig hte r ar e co nstructed by using the T hree Dime nsio nal Rev ersio n Technique of P ho tos and the ex te rnal and internal flo wfields of the inlet and fo rebody are calculated . T he M ach contour s inside and o utside the inlet a nd the pressure distributio n on the bump surface ar e presented. M echanism of dive rsion o f boundar y laye r o n diver terless supersonic inlet (DSI) is also analy zed . It can be seen fro m the re sults that ther e is an initial compressio n ang le at the fro nt point of the bump and an isoentr opic co mpression surface af te r the shock . T he inv estiga tion show s that the dive rterless super so nic inle t o r bump inlet creates a high pressure area o n the bump compression surface which pushes the air in bo undary lay er aw ay from the inlet . Key words : div ertr eless supersonic inlet (DSI) ;bump inlet ;integ rated de sig n ;co mputational fluid dynamics (CFD)
第 26 卷 第 3 期 2005 年 5 月
航 空 学 报 ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N A U T ICA SIN ICA
Vo l . 26 No .3 M ay 2005
10006893(2005)030286 04 文章编号 :
表面压力分布图 。 从图 5 可以看出 , 在鼓包头部 有 1 个高压区 , 其它区域压力较低 , 且流动不具有 轴对称性 , 因此在距鼓包表面不同高度上都存在 这样一种沿展向的压力梯度 , 这种压力分布能把 气流推向两侧 。 对于旋成体 , 头部也有 1 个压力 较高的区域 , 但压力值较低 , 且这种压力分布是轴 对称的 , 流动也是轴对称的 , 来流在旋成体表面沿 周向均匀分布 , 因此不具有排移气流的作用 。 对 于我们熟悉的锥形流(正圆锥), 圆锥表面的参数 分布是均匀的 , 没有压力梯度 , 所以也不能起到排 移附面层的作用 。 分析认为 , 正是由于在鼓包压 缩面上存在的中间高 、 两侧低的压力分布 , 使得在 该压力梯度的作用下把来流附面层向两侧推移 , 起到排除来流附面层的作用 。 当然 , 进气道唇口 后掠是保证来流附面层不进入进气管道的另一关 键
上本文研究重点是鼓 包的形状及附 面层排除机 理 , 因此只根据进口形状和鼓包曲面大致设计了 一小段进气道内型面形状 , 长度和外罩长度相同 , 同时考虑到进气道出口反压的给定 , 管道较平直 , 没有设计成短 S 弯型 。 2 鼓包形状及流动分析 鼓包型面是无隔道进气道的关键所在 。 根据 照片复原后的结果发现(图 2), 鼓包按造型特征可 以分为前后两段 , 前半段类似一个扁圆锥形 , 后半 段为过渡段 , 构成了进气道内管道型面的一部分 。
第 3 期
梁德旺等 : 无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
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图 3 鼓包切面所截型线 图 1 复原后的进气道唇口角度及机身表面网格 Fig. 1 C ow l angles and surf ace mesh on f us elage Fig. 3 S li ce posi tion s on bum p
图 2 复原后的鼓包三维形状 Fi g. 2 Bu mp shape
由于鼓包的前半段起着排移附面层和形成波 系的作用 , 因此本文研究的重点放在鼓包前半段 的型面分析上 。 将鼓包前半段型面经平移 、 旋转 后使其平放于 XOZ 面内 , 从竖直对称面 X OY 面 开始 , 绕 X 轴沿周向每隔 5° 做一个切面(切面过 X 轴), 切面 与鼓包表面的交线即鼓 包在不同周 向位置的型线 , 如图 3 所示 , 定义切面位于 Z = 0 的位置为基本型线位置 。 然后将鼓包切面所截型 线按各自周向角度绕 X 轴向 XOY 面旋转 , 使所 有型线和基本型线位于同一平面 。 接下来将除基 本型线以外的其它型线在 X OY 面内绕鼓包顶点 (即坐标原点)顺时针旋转 , 使所有型线向基准线 靠拢 , 经无量纲化所得结果如图 4 所示 。 通过对过鼓包顶点沿流线方向的前半段压缩 面的型面分析 , 拟合出了鼓包型面的数学表达式 。
图 7 马赫数等值线(对称面 , α= 0° ) Fig. 7 IsoM ach number cont ou rs (symm et ry location , (α= 0 ° )
。
3 前机身 /进气道一体化流动分析 (1)计算条件 由于取消了附面层隔道 , 进气 口和飞机前机身成为一体化设计 , 进气口前的三 维鼓包曲面与前机身融合在一起 , 这个鼓包能产 生一个把附面层推离进气道的压力分布 , 同时起 到对气流的压缩作用 。 在对 DSI 进 气道机理的 分析过程中 , 也必须采用一体化的思想 , 将进气道 与前机身作为一个整体考虑 , 分析鼓包型面与进 口唇罩的角度 、形状之间的相互影响 。 有关该机的具体战术技术性能要求目前还没 有公布 , 从已经掌握的资料来看 , 其设计飞行马赫 数在 1. 5 左右 。 因此选取 1. 5 作为计算的来流马 赫数 。 (2)波系结构 图 7 、图 8 分别给出 了无攻 角、 无侧滑角时飞机竖直对称面上和过鼓包顶点 水平切面内的流场马赫数 。 从图 7 中可以看出 , 超声速来流在飞机头部形成了斜激波 , 气流在波 后减速增压 , 随后又由于机身形状的影响 , 气流发 生了膨胀 , 在上部驾驶舱前形成了第二道斜激波 , 在驾驶舱上后部气流又膨胀加速 。 从图 8 可以看 出 , 超声速来流经过飞机头部的斜激波后 , 气流减 速增压 , 随后又由于机身形状的影响 , 气流膨胀加 速 , 在进气道进口前气流马赫数约为 1. 44 , 在鼓 包顶点形成了一道斜激波 , 斜激波没有和上唇罩 相交 , 而是在上唇罩前一定距离处 , 气流经过第一 道斜激波后在鼓包前段减速增压 , 在进口前形成 第二道激波 , 激波角度较大 , 与鼓包表面接近垂 直 , 波前 马赫 数约 为 1. 2 , 波后 为亚 声流 , 整 个
收稿日期 : 200403 19 ; 修订日期 : 2004 0705 基金项目 : “ 十五” 空军预研资助项目
避免在唇口形成雷达波的角反射 , 同时也提高了 进气道的攻角特性 。 另外 , 进气道的附面层隔道 是一个很大的雷达波散射源 , 由于采用了无隔道 设计 , 大大提高了隐身性能 。 然而进气道鼓包是什么样的构形 如何排除 附面层 为此 , 本文根据飞机照片 , 采用南京航空 航天大学的“ 照片三维复原技术” 复原了飞机前机 身、 进气道 (包括鼓包 )的 外形并进行了分 析 , 用 NAPA 软件对其前机身 /进气道内外流场进行了 数值模拟 , 给出了其流动特征 , 分析了鼓包排除附 面层的机理 。 1 某型飞机及进气道的复原 研究对象为飞机的前机身和进气道 , 不包括 机翼 , 并对机腹进行了平滑简化处理 。 图 1 给出 了复原后的飞机进气道唇口角度及机身表面网格 图 , 进气道进口外罩为 3 唇缘结构 , 进气道的安装 角为 - 5° 。 计算时根据对称性 , 选取飞机的左半 边生成网格 , 整个计算网格共 60 块 , 网格节点共 计 1 031 556 个 。 由于缺少进气道内型 面数据 , 加
图 6 旋成体表面压力分布 Fig. 6 Surf ace pressu re di st ribut ion on cone 图 5 鼓包表面压力分布 Fig. 5 Surf ace pressu re di st ribut ion on b ump
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航 空 学 报
第 26 卷
无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
梁德旺 , 李 博
(南京航空航天大学 能源与动力学院 , 江苏 南京 210016)
Reverse Design of Diverterless Inlet and Mechanism of Diversion of Boundary Layer LIANG Dew ang , LI Bo
图 4 无量纲化的鼓包型线 Fig. 4 Dimensi on les s slice li nes oBaidu Nhomakorabea b ump
其基本型线过鼓包顶点中心对称面 , 在起点与水 平方向成一较小的角度 , 近似为一段直线 , 起始角 度θ ≈ 11 ° , 随后是一段角度变化较小的凹曲线和 一段向上凸的曲线 , 在末端型线成水平状态 。 为了分析鼓包排除附面层的机理 , 根据反设 计得到的鼓包型线重新生成了鼓包压缩面 , 同时 按基准型线构造了 1 个旋成体(广义圆锥)以便分 析比较 。 图 5 和图 6 分别给出了鼓包和旋成体的
进气道的设计是战斗机设计的关键之一 。 在 设计时 , 不仅要考虑进气道在飞行包线范围内为 发动机提供足够的空气流量 , 还要考虑总体布局 的约束和一体化设计的要求 , 同时还必须满足战 斗机的总体隐身要求 。 美国在 X35 飞机上首先采用了“ 无附面层隔 道超声速进气道(DSI) ” 设计技术 , 在进气道的进 气口没有设置常规的固定式附面层隔道 , 而是设 计了一个三维曲面的突起块(或鼓包), 这个鼓包 对气流进行压缩 。 这种新颖的设计取消了传统的 与进气道附面层控制有关的复杂机构 , 如 : 附面层 隔离板 、 放气系统 、 旁通系统 , 减轻了飞机的重量 , 也因此降低了生产和使用费用[ 1 ～ 4] 。 该机的进气道设计体现了隐身设计的思想 。 首先 , 进气道的管道设计成了短 S 弯形 , 能有效地 遮蔽发动机的风扇或压气机叶片这个主要的雷达 波散射源 。 其次 , 进气道的唇罩设计成了前掠式 ,
(Co llege of Energ y and Pow er , N anjing Univ ersity of A ero nautics and A stro nautics , Nanjing 210016 , China ) 摘 要 : 采用“ 照片三维复原技术” 对某型飞机无隔 道进气道 / 前机身进 行了几何 重构 , 然 后用 N S 方程对 机 身 / 进气道内外流场进行了数值模拟 , 得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布 , 分析了无 隔道进气道排移附面层的机理 。 结果表明 : 该飞机进气道 在鼓包顶点有一个起始压缩角 , 波后为等熵压缩面 。 研究认为 , 无隔道进气道的设计机理是在鼓包压 缩面上形成一个中间高 、两侧低的压力分布 , 在该压力梯度的 作用下来流附面层被推向两侧并被排除 。 关键词 : 无隔道进气道 ;鼓包进气道 ; 一体化设计 ;计算流体力学 中图分类号 : V 228 . 7 文献标识码 :A Abstract:T he diver te rle ss inle t a nd forebody o f a fig hte r ar e co nstructed by using the T hree Dime nsio nal Rev ersio n Technique of P ho tos and the ex te rnal and internal flo wfields of the inlet and fo rebody are calculated . T he M ach contour s inside and o utside the inlet a nd the pressure distributio n on the bump surface ar e presented. M echanism of dive rsion o f boundar y laye r o n diver terless supersonic inlet (DSI) is also analy zed . It can be seen fro m the re sults that ther e is an initial compressio n ang le at the fro nt point of the bump and an isoentr opic co mpression surface af te r the shock . T he inv estiga tion show s that the dive rterless super so nic inle t o r bump inlet creates a high pressure area o n the bump compression surface which pushes the air in bo undary lay er aw ay from the inlet . Key words : div ertr eless supersonic inlet (DSI) ;bump inlet ;integ rated de sig n ;co mputational fluid dynamics (CFD)
第 26 卷 第 3 期 2005 年 5 月
航 空 学 报 ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N A U T ICA SIN ICA
Vo l . 26 No .3 M ay 2005
10006893(2005)030286 04 文章编号 :
表面压力分布图 。 从图 5 可以看出 , 在鼓包头部 有 1 个高压区 , 其它区域压力较低 , 且流动不具有 轴对称性 , 因此在距鼓包表面不同高度上都存在 这样一种沿展向的压力梯度 , 这种压力分布能把 气流推向两侧 。 对于旋成体 , 头部也有 1 个压力 较高的区域 , 但压力值较低 , 且这种压力分布是轴 对称的 , 流动也是轴对称的 , 来流在旋成体表面沿 周向均匀分布 , 因此不具有排移气流的作用 。 对 于我们熟悉的锥形流(正圆锥), 圆锥表面的参数 分布是均匀的 , 没有压力梯度 , 所以也不能起到排 移附面层的作用 。 分析认为 , 正是由于在鼓包压 缩面上存在的中间高 、 两侧低的压力分布 , 使得在 该压力梯度的作用下把来流附面层向两侧推移 , 起到排除来流附面层的作用 。 当然 , 进气道唇口 后掠是保证来流附面层不进入进气管道的另一关 键
上本文研究重点是鼓 包的形状及附 面层排除机 理 , 因此只根据进口形状和鼓包曲面大致设计了 一小段进气道内型面形状 , 长度和外罩长度相同 , 同时考虑到进气道出口反压的给定 , 管道较平直 , 没有设计成短 S 弯型 。 2 鼓包形状及流动分析 鼓包型面是无隔道进气道的关键所在 。 根据 照片复原后的结果发现(图 2), 鼓包按造型特征可 以分为前后两段 , 前半段类似一个扁圆锥形 , 后半 段为过渡段 , 构成了进气道内管道型面的一部分 。
第 3 期
梁德旺等 : 无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
287
图 3 鼓包切面所截型线 图 1 复原后的进气道唇口角度及机身表面网格 Fig. 1 C ow l angles and surf ace mesh on f us elage Fig. 3 S li ce posi tion s on bum p
图 2 复原后的鼓包三维形状 Fi g. 2 Bu mp shape
由于鼓包的前半段起着排移附面层和形成波 系的作用 , 因此本文研究的重点放在鼓包前半段 的型面分析上 。 将鼓包前半段型面经平移 、 旋转 后使其平放于 XOZ 面内 , 从竖直对称面 X OY 面 开始 , 绕 X 轴沿周向每隔 5° 做一个切面(切面过 X 轴), 切面 与鼓包表面的交线即鼓 包在不同周 向位置的型线 , 如图 3 所示 , 定义切面位于 Z = 0 的位置为基本型线位置 。 然后将鼓包切面所截型 线按各自周向角度绕 X 轴向 XOY 面旋转 , 使所 有型线和基本型线位于同一平面 。 接下来将除基 本型线以外的其它型线在 X OY 面内绕鼓包顶点 (即坐标原点)顺时针旋转 , 使所有型线向基准线 靠拢 , 经无量纲化所得结果如图 4 所示 。 通过对过鼓包顶点沿流线方向的前半段压缩 面的型面分析 , 拟合出了鼓包型面的数学表达式 。