為掌握戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角和過失速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)進(jìn)氣道的穩(wěn)、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性,采用基于動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格的非定常雷諾平均Navier-Stokes（URANS）方程和大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)方法對某戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了研究,并通過大迎角和過失速機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明:大迎角穩(wěn)態(tài)下進(jìn)氣道氣動(dòng)性能隨迎角增大逐漸降低,天地相關(guān)性吻合良好,而計(jì)算仿真和飛行試驗(yàn)均捕捉了眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道的非定常遲滯效應(yīng)。通過研究獲得了戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角和過失速機(jī)動(dòng)下的進(jìn)氣道氣動(dòng)特性,建立了過失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常非線性特性問題的研究方法。 

【文章來源】：航空學(xué)報(bào). 2020,41(06)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

典型過失速機(jī)動(dòng)仿真曲線

圖1 典型過失速機(jī)動(dòng)仿真曲線為了更好地揭示進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)形成發(fā)展機(jī)理，圖3列舉了不同迎角下進(jìn)氣道內(nèi)部主要流動(dòng)特征�？梢钥吹剑∮菚r(shí)進(jìn)氣道出口圖譜中存在3個(gè)低壓區(qū)，分別位于左上、右上和正下方3個(gè)方位，其中左上、右上2個(gè)低壓區(qū)是由氣流繞過機(jī)頭兩側(cè)進(jìn)入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對轉(zhuǎn)旋渦形成的，而唇口繞流進(jìn)入內(nèi)管道后一直沿著壁面發(fā)展最終附面層越積越厚形成正下方低壓區(qū)。隨著迎角增大，氣流不再繞機(jī)頭流動(dòng)而是直接沖入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對轉(zhuǎn)旋渦，而下唇口繞流的一部分分支沿側(cè)壁面向上與對渦匯合，另一分支則繼續(xù)沿下壁面發(fā)展，因此左上、右上2個(gè)低壓區(qū)勢力范圍加大，并有向下運(yùn)動(dòng)的趨勢。當(dāng)迎角繼續(xù)增大，對渦氣流在管道后段下甩，形成與唇口繞流進(jìn)一步合攏的發(fā)展態(tài)勢，因此出口截面上對渦低壓區(qū)也與唇口繞流低壓區(qū)匯合。此后，迎角進(jìn)一步增大，對渦氣流與唇口繞流的匯合作用更加強(qiáng)烈，進(jìn)氣道出口最終呈現(xiàn)出高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的圖譜形態(tài)。

為了更好地揭示進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)形成發(fā)展機(jī)理，圖3列舉了不同迎角下進(jìn)氣道內(nèi)部主要流動(dòng)特征。可以看到，小迎角時(shí)進(jìn)氣道出口圖譜中存在3個(gè)低壓區(qū)，分別位于左上、右上和正下方3個(gè)方位，其中左上、右上2個(gè)低壓區(qū)是由氣流繞過機(jī)頭兩側(cè)進(jìn)入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對轉(zhuǎn)旋渦形成的，而唇口繞流進(jìn)入內(nèi)管道后一直沿著壁面發(fā)展最終附面層越積越厚形成正下方低壓區(qū)。隨著迎角增大，氣流不再繞機(jī)頭流動(dòng)而是直接沖入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對轉(zhuǎn)旋渦，而下唇口繞流的一部分分支沿側(cè)壁面向上與對渦匯合，另一分支則繼續(xù)沿下壁面發(fā)展，因此左上、右上2個(gè)低壓區(qū)勢力范圍加大，并有向下運(yùn)動(dòng)的趨勢。當(dāng)迎角繼續(xù)增大，對渦氣流在管道后段下甩，形成與唇口繞流進(jìn)一步合攏的發(fā)展態(tài)勢，因此出口截面上對渦低壓區(qū)也與唇口繞流低壓區(qū)匯合。此后，迎角進(jìn)一步增大，對渦氣流與唇口繞流的匯合作用更加強(qiáng)烈，進(jìn)氣道出口最終呈現(xiàn)出高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的圖譜形態(tài)。圖3 不同迎角下進(jìn)氣道流動(dòng)特性

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號：3404032