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

2、機身渦的發(fā)展規(guī)律研究。
　　在大攻角狀態(tài)下，機身附面層從機頭開始分離形成剪切層，此剪切層不斷卷起，形成機身渦。隨著流動的發(fā)展，機身渦渦強先增大再減小，渦的影響范圍逐漸增大。在起飛狀態(tài)下，機身渦部分進入進氣道，使得進氣道畸變值較大。
　　在了解機身渦發(fā)展規(guī)律的前提下，進一步分析了攻角、側滑角、來流馬赫數(shù)等因素對機身渦及進氣道性能的影響。結果發(fā)現(xiàn):隨著攻角的增大，機身渦渦心位置逐漸遠離壁面;隨著側滑角的增大，進入進氣道的機身渦逐

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