本文關(guān)鍵詞：飛翼布局無人機(jī)保形非對(duì)稱S彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及優(yōu)化　出處：《航空動(dòng)力學(xué)報(bào)》2016年11期 　論文類型：期刊論文

  更多相關(guān)文章： 飛翼無人機(jī) 保形 S彎進(jìn)氣道 優(yōu)化 側(cè)滑 二次流

【摘要】：基于國(guó)產(chǎn)動(dòng)力約束及隱身設(shè)計(jì)要求,針對(duì)飛翼布局無人機(jī)雙發(fā)動(dòng)機(jī)布局進(jìn)行了保形S彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì),為進(jìn)一步提高進(jìn)氣道性能,開展了進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)研究.首先利用CFD(計(jì)算流體動(dòng)力學(xué))方法對(duì)保形進(jìn)氣道風(fēng)洞模型進(jìn)行驗(yàn)證,然后結(jié)合參數(shù)化建模和網(wǎng)格自動(dòng)生成技術(shù)進(jìn)行CFD數(shù)值模擬,最后利用RBF(radial basis function neural network)代理模型及多島遺傳算法開展進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì).結(jié)果表明:1優(yōu)化后進(jìn)氣道性能有所改善,尤其表現(xiàn)在4°迎角之后性能明顯提升,Ma=0.6下4°迎角時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)提高了5.46%,畸變指數(shù)降低了38.7%;2優(yōu)化后進(jìn)氣道截面積分布相比初始構(gòu)型在前段更緩和而后段略微升高,中心線則在前1/3段與初始構(gòu)型基本一致,之后曲率變化更加平緩;3保形進(jìn)氣道在出口截面具有較強(qiáng)的二次流,側(cè)滑角對(duì)于此類進(jìn)氣道在小迎角下影響較小而大迎角時(shí)影響較大,設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)關(guān)注大迎角時(shí)側(cè)滑特性.
[Abstract]:Domestic power constraints and stealth design based on the requirements of the flying wing UAV twin engine layout of the conformal S shapedinlets design, in order to further improve the performance of the inlet, carried out the research on Optimization Design of the inlet. The first use of CFD (Computational Fluid Dynamics) method for verification of conformal inlet wind tunnel model, and then combined with the technology of automatic generation of parametric the CFD grid modeling and numerical simulation, finally using RBF (radial basis function neural network) inlet optimization design of agent model and multi Island genetic algorithm is carried out. The results showed that: 1 the optimization of backward airway performance improved, especially after the 4 degree angle of attack performance improved significantly, the total pressure recovery coefficient increased by 5.46% Ma=0.6 under 4 degrees when the angle of attack, the distortion index decreased by 38.7%; 2 in optimization of sectional area of distribution compared to the initial configurations in the anterior segment and then increased slightly more ease, The center line in the 1/3 section and the initial configuration is basically the same, after the curvature change more smoothly; 3 conformal inlet has two strong flow in the export section, the sideslip angle for this kind of inlet has little effect in the small angle of attack and high angle of attack is affected when the design should pay attention to sideslip characteristics at high angle of attack.

【作者單位】： 中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所;西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院;
【基金】：國(guó)家自然科學(xué)基金(11302178) 航空科學(xué)基金(2013ZA53002)
【分類號(hào)】：V279;V211.48
【正文快照】： 飛翼布局無人機(jī)具有較大的升阻比和較好的隱身性能,因而越來越成為研究關(guān)注的熱點(diǎn),屬于一種較理想的氣動(dòng)布局.國(guó)內(nèi)外研制的無人機(jī)如X-47B、“神經(jīng)元”、B2轟炸機(jī)及“暗劍”無人機(jī)等均采用翼身融合度極高的飛翼布局,具備較大裝載空間,因而發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道可以深埋于機(jī)體結(jié)構(gòu)內(nèi)部

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