大攻角下進(jìn)氣道的氣動性能及流場控制研究.pdf

1、本文針對亞聲速無人機(jī)背負(fù)式進(jìn)氣道，開展了大攻角條件下，機(jī)身渦的發(fā)展規(guī)律及其對進(jìn)氣道影響的研究，并針對機(jī)身渦進(jìn)行了被動控制，以改善進(jìn)氣道出口流場品質(zhì)。
　　首先，使用數(shù)值模擬的方法，分析了大攻角下機(jī)身渦的產(chǎn)生、發(fā)展規(guī)律。針對無機(jī)翼模型與帶部分機(jī)翼的模型做了對比研究，帶部分機(jī)翼模型的翼尖渦與機(jī)身渦相互影響，致使機(jī)身渦提前耗散，進(jìn)氣道內(nèi)總壓恢復(fù)系數(shù)下降，畸變值增大。然而，真實(shí)模型機(jī)翼翼展很大，翼尖渦無法干擾機(jī)身渦，因此選取無機(jī)翼模型進(jìn)行

2、機(jī)身渦的發(fā)展規(guī)律研究。
　　在大攻角狀態(tài)下，機(jī)身附面層從機(jī)頭開始分離形成剪切層，此剪切層不斷卷起，形成機(jī)身渦。隨著流動的發(fā)展，機(jī)身渦渦強(qiáng)先增大再減小，渦的影響范圍逐漸增大。在起飛狀態(tài)下，機(jī)身渦部分進(jìn)入進(jìn)氣道，使得進(jìn)氣道畸變值較大。
　　在了解機(jī)身渦發(fā)展規(guī)律的前提下，進(jìn)一步分析了攻角、側(cè)滑角、來流馬赫數(shù)等因素對機(jī)身渦及進(jìn)氣道性能的影響。結(jié)果發(fā)現(xiàn):隨著攻角的增大，機(jī)身渦渦心位置逐漸遠(yuǎn)離壁面;隨著側(cè)滑角的增大，進(jìn)入進(jìn)氣道的機(jī)身渦逐

3、漸增多，使得進(jìn)氣道內(nèi)氣流摻混劇烈，出口截面處總壓分布變得較為均勻;來流馬赫數(shù)對于機(jī)身渦的影響不大，但在來流馬赫數(shù)為0.5時(shí)，進(jìn)氣道出口總壓畸變最小。
　　其次，分別采用結(jié)構(gòu)化和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對無機(jī)翼模型進(jìn)行了數(shù)值仿真。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，高度方向拉伸比為1.1的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格能很好的模擬壁面處的流場分布，減少網(wǎng)格數(shù)量;當(dāng)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格棱柱層滿足湍流模型要求時(shí)，其層數(shù)的變化對內(nèi)通道流場分布沒有影響;當(dāng)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元大小與結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格單元大小相近時(shí)，其結(jié)果