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枭龙飞机Bump进气道设计 被引量：20
1
作者 杨应凯 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期449-452,共4页
对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道（Bump）的设计和风洞试验进行了分析。结果表明：枭龙飞机Bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02-0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系... 对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道（Bump）的设计和风洞试验进行了分析。结果表明：枭龙飞机Bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02-0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。 展开更多
关键词 Bump进气道 总压恢复系数 综合畸变指数 进/发匹配
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不同侧向入口旋风分离器流场数值分析 被引量：16
2
作者 陈启东 左志全 《中国工程科学》 北大核心 2014年第2期58-67,78,共11页
利用雷诺应力模型(RSM)对直切单入口、直切双入口、斜切单入口、斜切双入口、斜切螺旋面单入口、斜切螺旋面双入口6种不同侧向入口旋风分离器内部气相流场进行了计算分析。结果表明:双入口结构旋风分离器内部压力场和速度场具有更好的... 利用雷诺应力模型(RSM)对直切单入口、直切双入口、斜切单入口、斜切双入口、斜切螺旋面单入口、斜切螺旋面双入口6种不同侧向入口旋风分离器内部气相流场进行了计算分析。结果表明:双入口结构旋风分离器内部压力场和速度场具有更好的对称性与稳定性;仅改变入口斜切角度对旋风分离器内部速度场和压力场的分布影响不大;当本文中6种分离器内部具有相近的切向速度径向分布时,斜切螺旋面入口结构分离器压力损失减少约25%,入口所需总压降低17%,处理相同气体量的能耗约下降17%;斜切螺旋面双入口(XS-L型)分离器是一种综合性能比较优的旋风分离器。 展开更多
关键词 旋风分离器 侧向入口 压降 入口总压 能耗
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一种受总体限制的弹用S弯进气道的设计和实验验证 被引量：11
3
作者 谢旅荣 郭荣伟 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第1期95-101,共7页
在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变... 在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求。风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ>0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(Δσ0<1.0%)和径向稳态总压畸变指数(Δσp<2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(—Tu<2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w<3.0%)。 展开更多
关键词 导弹 S弯进气道设计 风洞实验 总压恢复系数 畸变指数
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三维进气道湍流流场数值模拟 被引量：13
4
作者 郭东明 刘振侠 +2 位作者 吴丁毅 王小峰 黄陈生 《航空计算技术》 2006年第1期90-93,共4页
结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况。计算结果表明:0... 结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况。计算结果表明:0°攻角和10°攻角时,机头激波对入口气流影响不大,出口气流总压分布相对均匀,且高压区面积较大;而10°侧滑角时,受机头激波的影响,进气道前方出现小范围的低压区,且出口气流低压区较大。 展开更多
关键词 数值模拟 进气道 激波 压力分布
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某型航空发动机进气压力畸变试验研究 被引量：11
5
作者 孔迪 《航空发动机》 2014年第3期60-65,共6页
针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,... 针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。 展开更多
关键词 进气压力畸变 总压畸变 畸变指数 航空发动机 风扇 压气机
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内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比 被引量：9
6
作者 朱呈祥 黄国平 +1 位作者 尤延铖 周淼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期151-158,共8页
采用流线追踪技术,基于一种有利于均匀性的基本流场,按内乘波式进气道设计方法生成了一个来流马赫数6.0且进出口形状均为矩形的内乘波式进气道。其设计马赫数、迎风面形状等因素均参照某典型侧压式进气道选取,以便与之对比。CFD计算结... 采用流线追踪技术,基于一种有利于均匀性的基本流场,按内乘波式进气道设计方法生成了一个来流马赫数6.0且进出口形状均为矩形的内乘波式进气道。其设计马赫数、迎风面形状等因素均参照某典型侧压式进气道选取,以便与之对比。CFD计算结果给出了设计状态下该内乘波式进气道与某典型侧压式进气道的流量系数、总压恢复、动能效率等主要性能指标,发现该内乘波式进气道的各项性能参数均略优于侧压式进气道。在非设计马赫数、攻角、侧滑等非设计状态下类似的性能对比研究表明,该内乘波式进气道不仅在设计状态下可捕获98%的来流,而且在各非设计状态下也可捕获91%以上的来流,流量捕获性能优势明显。以上结果证实:实现三维压缩与激波贴口的内乘波式进气道是一种高性能的定几何进气道方案。 展开更多
关键词 高超声速进气道 内乘波式进气道 侧压式进气道 流量捕获+ 总压恢复+
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一种腹下S弯进气道低速大攻角下气动特性实验 被引量：8
7
作者 翁小侪 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1573-1578,共6页
对一种腹下S弯进气道进行了实验研究,得到了低速大攻角下的气动特性,结果表明:随出口马赫数的增加,腹下S弯进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;出口马赫数为0.45时,进气道出口总压信... 对一种腹下S弯进气道进行了实验研究,得到了低速大攻角下的气动特性,结果表明:随出口马赫数的增加,腹下S弯进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;出口马赫数为0.45时,进气道出口总压信号的功率谱在220 Hz处存在峰值,内通道发生了局部流动分离;与地面抽吸状态相比,该进气道在低速大攻角状态下具有较高的总压恢复系数,虽综合畸变指数也偏大,但能够满足发动机正常工作的要求. 展开更多
关键词 腹下S弯进气道 低速 大攻角 地面抽吸状态 总压恢复系数 畸变指数 功率谱
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S弯进气道优化对其内流场及性能影响研究 被引量：9
8
作者 刘雷 宋彦萍 +1 位作者 陈焕龙 陈浮 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期50-54,共5页
在数值研究大量附面层吸入对某半埋入式S弯进气遭内部流场及气动性能影响的基础上,以ISIGHT软件为平台对其进行优化,并详细对比优化前后进气道内部流场结构及性能变化,结果表明:因吸入大量附面层内低能流体,进气道内出现流动分离,周向... 在数值研究大量附面层吸入对某半埋入式S弯进气遭内部流场及气动性能影响的基础上,以ISIGHT软件为平台对其进行优化,并详细对比优化前后进气道内部流场结构及性能变化,结果表明:因吸入大量附面层内低能流体,进气道内出现流动分离,周向总压畸变和旋流畸变相对均匀进气工况均显著增加;优化后,旋流畸变和周向总压畸变分别下降约44.46%和4.09%,中心线趋于前后缓急相当,扩压器前段截面面积缓慢递增,而在接近出口时急速增加,气流在此区间迅速扩压;不同厚度附面层吸入工况下,优化后进气道气动性能相比优化前均有所改善,但流动分离现象始终存在。 展开更多
关键词 S弯进气道 优化 附面层 总压畸变 旋流畸变
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进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理 被引量：9
9
作者 汪涛 姜健 史建邦 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2012年第2期54-58,共5页
研究了进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理方法,详细介绍了传感器选型、测点布局、受感部设计、测试及采集系统构建的要点,开发了通用动态数据处理软件,并重点研究了动态总压数据处理方法和参数选择问题。通过某型飞机... 研究了进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理方法,详细介绍了传感器选型、测点布局、受感部设计、测试及采集系统构建的要点,开发了通用动态数据处理软件,并重点研究了动态总压数据处理方法和参数选择问题。通过某型飞机/发动机的进气道/发动机相容性试飞应用及其数据处理表明:提出的测试与采集方案合理可行,工程应用情况良好;动态数据处理中应合理选择截止频率、滤波器阶次以及滤波函数。 展开更多
关键词 进气道/发动机相容性 总压畸变 紊流度 滤波
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扰流板进气总压畸变试验 被引量：9
10
作者 马明明 马燕荣 +2 位作者 王小峰 屈霁云 姜健 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第8期1361-1366,共6页
在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变... 在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化关系。试验结果表明:进气道出口对应点总压恢复系数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数的减小而增大,几乎不随飞行马赫数发生变化;受扰流板、飞行侧滑角以及发动机低压转子转向影响,进气道出口局部区域存在高压区,高压区域的大小和位置随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化而变化;各总压畸变指数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数增大而增大,飞行马赫数对畸变指数影响很小。同时,数值计算了不同飞行马赫数下进气道出口总压畸变特征及周向稳态畸变指数,与试验结果结论一致,验证了试验结果的可靠性,也证明了数值计算在总压畸变研究中的有效性。研究工作为进一步的空中逼喘试验奠定了基础。 展开更多
关键词 扰流板 进气道出口 总压畸变 试验平台 堵塞比 马赫数
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短S形进气道流动特性数值模拟研究 被引量：6
11
作者 朱宇 王霄 《飞机设计》 2004年第4期1-6,共6页
借助于流体分析软件对5种特定的短S形进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。计算采用结 构.M非结构的混合式网格、标准的k-ε湍流模型求解三维Navier-Stokes方程。计算选用零迎角、零侧滑角、 马赫数为0.7的亚声速飞行状态。通过这... 借助于流体分析软件对5种特定的短S形进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。计算采用结 构.M非结构的混合式网格、标准的k-ε湍流模型求解三维Navier-Stokes方程。计算选用零迎角、零侧滑角、 马赫数为0.7的亚声速飞行状态。通过这5种管道的流动特性,即总压恢复系数及其分布、马赫数和流场畸 变,表明采用2次弯折的短S形进气道,即使增加其等值段的长度,也难以减缓气流的分离,且出口存在着 较大的低能区,应增加流动控制手段;而1次S形弯折的进气道,S形轴线较平滑,其长度可以大大缩短,但 3.5倍直径长度的管道可以获得较好的流动效果。 展开更多
关键词 进气道 马赫数 总压恢复系数 迎角 飞行状态 Navier—stokes方程 流动控制 流动特性 求解 数值模拟
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FL-24风洞埋入式进气道试验技术 被引量：8
12
作者 樊建超 华杰 +1 位作者 于昆龙 胡洪学 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2008年第1期92-94,共3页
采用中压引射和经过校准的文氏流量计的方法,有效提高了埋入式进气道的捕获流量和流量测量精度,成功地在FL-24风洞中建立了埋入式进气道试验技术。风洞试验表明:整个试验系统设计合理,流量测量精度达到了0.5%以内。
关键词 进气道 试验技术 流量系数 总压恢复
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基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估 被引量：6
13
作者 徐诸霖 高荣钊 达兴亚 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期78-86,共9页
进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压... 进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性,本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理;随着马赫数从0.2增加到0.6,周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右,径向总压畸变指数最大不超过0.055,马赫数越大,总压畸变越剧烈,周向总压畸变占据主导;出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85;相比数值计算、总压耙测量,五孔探针测得结果更加全面、合理。 展开更多
关键词 S弯进气道 五孔探针 总压测量 总压畸变 数据处理
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材质对超高压压裂泵泵头体自增强性能的影响研究 被引量：7
14
作者 周思柱 周后俊 +2 位作者 华剑 陈明 景华斌 《机械设计与制造》 北大核心 2010年第7期67-68,共2页
以某型号的超高压压裂泵泵头体为研究对象,在改变其材料屈服强度的情况下,对其进行弹性有限元分析,得出其屈服强度和弹性承载能力的内在关系。在此基础上对自增强处理过程进行弹塑性有限元分析,可知提高泵头体的自增强性能应从材料的屈... 以某型号的超高压压裂泵泵头体为研究对象,在改变其材料屈服强度的情况下,对其进行弹性有限元分析,得出其屈服强度和弹性承载能力的内在关系。在此基础上对自增强处理过程进行弹塑性有限元分析,可知提高泵头体的自增强性能应从材料的屈服强度和自增强内压两方面入手。 展开更多
关键词 泵头体 屈服强度 有限元 承载能力 残余应力
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低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究 被引量：6
15
作者 钟易成 余少志 陈晓 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期23-27,共5页
在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,... 在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明 :在低速来流状态 (Ma≈ 0 .1 )下 ,随着攻角的增加 (α从 0°增加到 4 5°) ,进气道总压恢复系数下降较小 ,总压畸变指数几乎不变 ,这有利于飞机的大攻角机动飞行。 展开更多
关键词 战斗机 进气道设计 气动特性 尖脊进气道 侧滑角 大攻角机动飞行 低速来流
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大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制 被引量：7
16
作者 刘雷 陈浮 +1 位作者 宋彦萍 陈焕龙 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期2498-2507,共10页
为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气... 为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势. 展开更多
关键词 附面层 S弯进气道 吹气控制 总压畸变 旋流畸变
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径向进气轴向出流旋转盘腔总压损失特性研究 被引量：5
17
作者 于霄 黄涛 +1 位作者 邓明春 柴军生 《航空发动机》 2011年第2期20-24,共5页
在径向进气轴向出流的旋转盘腔中,在哥氏力的影响下,流体速度的切向分量和流体的总压损失均增大,用数值计算方法研究其损失特性缺乏验证。采用试验方法研究了径向进气轴向出流旋转盘腔的压力损失特性,测试了不同工况下的旋转盘腔的进、... 在径向进气轴向出流的旋转盘腔中,在哥氏力的影响下,流体速度的切向分量和流体的总压损失均增大,用数值计算方法研究其损失特性缺乏验证。采用试验方法研究了径向进气轴向出流旋转盘腔的压力损失特性,测试了不同工况下的旋转盘腔的进、出口总压,分析了流量系数和旋转雷诺数对径向进气旋转盘腔总压损失的影响规律。试验结果表明:旋转盘腔的总压损失随旋转雷诺数的增大而增大。随流量系数的变化规律较复杂,在较小旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大而增大;在较大旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大先减小后增大。 展开更多
关键词 旋转盘腔 径向进气 流量系数 旋转雷诺数 总压损失
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连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟 被引量：6
18
作者 武丹 刘岩 王健平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1576-1582,共7页
采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究,详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的... 采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究,详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因. 展开更多
关键词 连续旋转爆轰发动机 参数特性 来流总压 三维数值模拟 壅塞比 平均轴向流速 推进性能
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分流器对进气粒子分离器性能的影响 被引量：6
19
作者 况开鑫 王锁芳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期1542-1548,共7页
为了揭示分流器位置及形状对进气粒子分离器(IPS)性能的影响,采用Realizable k-ε湍流模型对IPS进行了数值模拟,得到了分流器沿轴向移动及径向移动对IPS流场、分离效率、总压损失的影响,在此基础之上,研究了分流器唇口处与内壁面最高点... 为了揭示分流器位置及形状对进气粒子分离器(IPS)性能的影响,采用Realizable k-ε湍流模型对IPS进行了数值模拟,得到了分流器沿轴向移动及径向移动对IPS流场、分离效率、总压损失的影响,在此基础之上,研究了分流器唇口处与内壁面最高点轴向距离及径向距离的比值及分流器形状对IPS的影响,结果表明:比值较大时,随着轴向距离的增加,总压损失呈下降趋势,且下降梯度较大.当比值较小时,总压损失呈先减小后增加的趋势;与未改变分流器形状相比,分流器形状改变后总压损失有所降低,分离效率提高,并且分流器唇口处最高马赫数有所降低. 展开更多
关键词 分流器 进气 粒子分离器 总压损失 分离效率
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低可探测DSI进气道几何敏感性分析
20
作者 舒博文 高正红 +2 位作者 黄江涛 钟世东 郑海波 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第9期100-113,I0002,共15页
低可探测DSI进气道(蚌式进气道)设计受多个几何参数的影响,单几何参数分析难以全面反映外形对进气道性能的影响。本文采用非嵌入式多项式混沌方法对某低可探测DSI进气道开展研究,分析亚声速大攻角、最大飞行速度时,进气道性能对喉道面... 低可探测DSI进气道(蚌式进气道)设计受多个几何参数的影响,单几何参数分析难以全面反映外形对进气道性能的影响。本文采用非嵌入式多项式混沌方法对某低可探测DSI进气道开展研究,分析亚声速大攻角、最大飞行速度时,进气道性能对喉道面积、喉道位置、鼓包马赫数、鼓包前移量、唇罩前伸量、唇口前缘半径以及进气道收缩量的敏感程度,并开展了选型设计。结果表明,进气道性能对唇罩前伸量最敏感,鼓包马赫数和收缩量对亚声速大攻角下的进气道性能也有所贡献,并存在最佳的唇罩前伸量与进气道收缩量。选型设计后,进气道在亚声速大攻角时总压恢复系数提升4.6%,稳态总压畸变指数下降10.9%;在最大飞行速度时总压恢复系数提升3.1%,稳态总压畸变指数降低35.5%。合理地选择几何参数,减弱或消除进气道唇口处以及激波后的分离能够有效提升进气道性能。 展开更多
关键词 DSI进气道 敏感性分析 总压畸变 总压恢复 非嵌入多项式混沌
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