超椭圆S形进气道的设计及气动性能研究
一种S型进气道[实用新型专利]
![一种S型进气道[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/f4d093480029bd64783e2ce8.png)
专利名称：一种S型进气道
专利类型：实用新型专利
发明人：刘汝兵,林瑞鑫,林麒,薛生辉申请号：CN202020044696.9
申请日：20200109
公开号：CN211692653U
公开日：
20201016
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本申请公开了一种S型进气道，包括进气道本体和若干等离子体合成射流激励器；进气道本体沿进气方向向第一方向弯曲，其弯曲部分形成弯道；各等离子体合成射流激励器的射流口布设于进气道本体内进气口处迎向第一方向的通道内壁、所述弯道的上游部分迎向第一方向的通道内壁及所述弯道的下游部分背对第一方向的通道内壁且均朝向进气道内的气体通路。
采用上述技术方案，能有效抑制进气道内气体流动分离现象，改善进气道出口的流动品质。
申请人：厦门大学
地址：361000 福建省厦门市思明南路422号
国籍：CN
代理机构：厦门龙格专利事务所(普通合伙)
代理人：娄烨明
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弹用亚、跨音速s形进气道研究的一些进展
弹用亚、跨音速s形进气道研究的一些进展摘要：本文探讨了亚、跨音速s形进气道的历史发展、其技术优势及研究进展。
首先，介绍了亚、跨音速s形进气道的发展历史，详细描述了它的基本特征、潜在的技术优势及应用前景。
其次，对亚、跨音速s形进气道的研究进展进行了综述，分析了研究中存在的问题，以及国内外研究者如何通过不同的方法解决这些问题。
最后，根据本文的研究，分析了亚、跨音速s形进气道的未来发展趋势。
关键词：亚、跨音速s形进气道；历史发展；技术优势；研究进展；未来趋势正文：随着飞机发动机技术的发展，亚、跨音速s形进气道的发展已成为一项关键技术。
亚、跨音速s形进气道以其独特的基本特征，拥有多项技术优势，并是当今研究的重点。
本文将介绍亚、跨音速s形进气道历史发展、技术优势及研究进展。
首先，介绍了亚、跨音速s形进气道的发展历史。
进气道曾经被认为是飞机发动机设计的关键部分，它可以改变发动机性能。
早在20世纪50年代，人们就开始研究亚、跨音速s形进气道的历史发展。
自那时以来，许多国家的研究者已经研究出了不少关于亚、跨音速s形进气道的研究成果。
他们发现，亚、跨音速s形进气道具有改善发动机性能的潜在技术优势，如增加压力比、减少噪声、改善发动机功率谱、降低热损失、减少燃油消耗等。
其次，本文也将对亚、跨音速s形进气道的研究进展进行综述。
亚、跨音速s形进气道的研究是一个比较新的课题，但已经取得了一定的进展。
许多国家的研究者已经开展了大量的试验，以研究亚、跨音速s形进气道的压力损失特性、动态品质特性、流动特性以及进气道内发动机喷射性能等。
目前，研究者们已经取得了一定成果，但也存在一些问题，如飞行操纵状态下的压力损失特性研究不足、改进内部结构以提高它的性能等。
为了解决这些问题，国内外研究者采用了不同的方法，例如数值模拟、实验技术及理论分析等。
最后，本文分析了亚、跨音速s形进气道的未来发展趋势。
由于进一步的研究获得的一系列成果，飞机发动机的技术要求日益提高，因此，开发更先进的亚、跨音速s形进气道已成为当前重要的研究内容。
一种导弹用S弯进气道的设计、实验与计算
南京航空航天大学硕士学位论文一种导弹用S弯进气道的设计、实验与计算姓名：***申请学位级别：硕士专业：航空宇航推进理论与工程指导教师：***2002.3.1某导弹用ｓ弯进气道的设计、实验与计算图１．１３是导弹ｓ弯进气道设计程序ＩｎｌｅｔＤｓｇ的图形用户界面。
它具有Ｗｉｎｄｏｗｓ操作系统下图形界面应用程序的典型风格，所有的操作命令都可以通过选择操作菜单图１．１４进气道设计参数输入界面了工作的连续性和设计成果的再次利用。
图１．１４为输入导弹进气道参数时的程序界１６塑垒塾！墼盔叁竺堕．！丝苎———§３－２物理模型的建立与网格７ｌＩ成实验发现，进气道安装到导弹ｉ．以后，导弹外流场的变化会显著地影响到进气道出口的总压恢复以及畸变情况，因此本计算选择带弹身的导弹进气道模型作为研究对象，计算域包括弹身（以及隔道、孵【一ｌ外型面）外流场和进气道的内流场。
为了在非规则物理域上用有限２髟’方法数值求解流体流动以及传热问题，可以把物理空间上的计算域映射到曲线坐枷：系上去，使得曲线坐标系下计算域的边界与坐标线相贴合。
近年来，计算流体与传热学中的一个重要研究课题便是贴体曲线坐标系的网格生成。
所谓贴体曲线坐标系，是指在求解的物理域上构筑曲线网格，然后再将其转换成计算域上的正交网格。
根据设计输出的模型造型数掘，理论计算使用Ｓｔａｒ－ＣＤ的网格生成模块建立导弹外流场和进气道内流场的贴体网格。
由于计算域中存在多个曲面相交的情况，在局部区域网格会发生较大的扭曲，因此在构造整个计算流网格时，在复杂曲面部分进行了分区处理。
计算域的划分和边界条件的给定如图３．１所示。
对于亚音速流动来说，导弹弹体以及隔道等对进气道进口附近流场的扰动比较大，为此计算域从弹头向前延伸６倍弹体直径，向外侧延伸３．５倍弹体直径。
为了减小出口边界条件（压力边界条件）与实际情况之间的差距，在进气道出口把计算域往后等直水平延长了４倍出口直径的距离。
图中所标注的边界条件①：为进口速度图３１网格与边界条件边界条件，给定自由来流的速度，其方向指向计算域内部：边界条件②：为压力边界条件，根据环境压力给出，单位为Ｐａ；边界条件③：为出１：３压力边界条件，根据确定流量下的出口静压给定，此流量对应发动机在不同飞行速度下的工作流量，在计算前为预先估计值，需要在计算后手动加以修正。
S形进气道流动控制数值模拟研究
第27卷 第2期空气动力学学报Vo l.27,N o.2 2009年04月AC TA AERODYNAMIC A SINICA A pr.,2009文章编号:0258 1825(2009)02 0240 06S形进气道流动控制数值模拟研究张丽芬1,刘振侠1,郭东明1,王小峰2(1.西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072; 2.中国飞行试验研究院,陕西西安 710089)摘 要:采用CF D技术,结合试飞数据,对某S形进气道进行了加涡流发生器的流动控制数值模拟研究。
着重分析了三个不同位置加涡流发生器后,进气道内部二次流的发展;之后比较了不加涡流发生器及不同位置加涡流发生器时进气道出口总压恢复、畸变等情况。
结果表明涡流发生器明显地影响着进气道内部二次流的发展变化,涡流发生器对进气道出口周向稳态总压畸变有较大程度改善,但是对于提高总压恢复效果不明显。
关键词:S形进气道;二次流;流动控制;涡流发生器中图分类号:V211.3 文献标识码:A0 引 言由于气动及隐身方面的需要,许多军用飞机采用S形进气道,如美国的F 16、F 18等。
S形进气道由于受曲率的影响,截面上产生横向的二次流动,二次流是S形进气道一个典型的流动特征。
二次流动可以引发出口的 对涡(tw in sw irl)或 固体涡(bulk sw irl)等旋流现象,导致S形进气道出口畸变增大,效率降低,因此有必要对S形进气道内部流动进行控制,分析二次流的产生、发展,以提高进气道的效率。
对于S形进气道流动控制的研究,国外做了大量的实验研究和数值模拟工作[1 4];国内该方面的研究中,从公开发表的文献看,实验研究居多[5 6]。
本文采用数值的方法,对进气道的被动流动控制进行研究。
首先将光滑管道的计算结果与试飞数据比较,确定计算方法的可靠性,之后计算了进气道三个位置分别加涡流发生器时的流场,对流场内部的二次流动进行了对比分析,最后通过出口参数对比说明了涡流发生器对某S形进气道性能的影响。
实用S形进气道内部流动特性研究
实用S形进气道内部流动特性研究
马汉东;汪翼云
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】1997(12)2
【摘要】根据ＹａｎｇＪＹ的思想构造了一种求解湍流ｋ－ε模型方程的有限差分格式—湍流Ｕ－格式。
采用此种方法以及一种完全Ｎ－Ｓ方程解算器对变截面Ｓ形弯曲进气道内部旋涡湍流运动进行了研究，通过大量型号设计与计算证明了本套方法可以正确地描述流场中的分离、二次旋涡等重要物理现象。
作为一种特例，本文给出了一种Ｓ形进气道内部流动的数值模拟结果，并与圆截面Ｓ形弯管的计算结果进行了定性比较。
【总页数】3页(P203-205)
【关键词】进气道;流动特性;航空发动机
【作者】马汉东;汪翼云
【作者单位】北京空气动力研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.S形进气道流动控制数值模拟研究 [J], 田晓平;潘鹏飞;李密
2.S形进气道流动控制数值模拟研究 [J], 张丽芬;刘振侠;郭东明;王小峰
3.加装涡流发生器S形进气道迎角特性数值研究 [J], 李大伟;马东立
4.燃气轮机进气道内部复杂三维流动研究 [J], 刘建军
5.短S形进气道流动特性数值模拟研究 [J], 朱宇;王霄
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亚声速无人机背部S 弯进气道设计与试验
收稿日期：2018-12-20 作者简介：安佳宁（1985），男，硕士，工程师，从事无人机动力系统设计相关工作；E-mail：ajn0909@。
引用格式：
多使用腹部进气；当强调隐身性能时多使用背部进 气。采用两侧进气方式对以降落伞加气囊回收的无人 机有利。亚声速无人机在设计中受回收系统限制，多 采用背部进气。某高亚声速无人机的平飞设计点为小 迎角状态，没有机动性要求，背部进气可以满足飞行 包线范围的使用要求，而且可以最大限度减小飞行阻 力，因此在该无人机中采用背部后置式亚声速 S 弯进 气道[4-5]。
1 进气道型面设计
S 弯进气道型面设计包括：（1） 决定横向压力梯
度的进气道中心线变化率设计；（2） 决定扩压比的面
积变化率设计；（3） 决定偏航和大迎角下进气性能的
唇口设计；（4） 避免大量附面层进入进气道的隔道设
成了内型面设计，利用内、外流场耦合仿真得到了该进气道的最佳工作点和速度、迎角、侧滑角特性。数值仿真结果表明：总压恢复
系数达到 0.97 以上。利用试制的玻璃纤维进气道与发动机进行了地面静止吸气状态下的匹配试验，试验结果表明：在地面静止吸
气状态下发动机稳定工作裕度和熄火特性均满足设计要求，推力损失小于 0.032。
第 46 卷 第 2 期 2020 年 4 月
航空发动机
Aeroengine
Vol. 46 No. 2 Apr. 2020
亚声速无人机背部 S 弯进气道设计与试验
安佳宁
（中国人民解放军 92419 部队，辽宁兴城 125106）
摘要：为了优化亚声速无人机进气道的性能，完成了 1 种背部 S 弯进气道设计。通过合理控制中心线形状和截面积变化率完
背负式进气道设计及其气动性能研究
背负式进气道设计及其气动性能研究
郁新华;刘斌;陶于金;王建培;周州
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】2007(025)002
【摘要】背部式进气道在无人机气动设计中得到了广泛的应用.针对背部进气的气动布局,进行了进气道的综合设计.并借助于风洞实验,研究了不同雷诺数下的机身背部附面层高度,测量了进气道不同隔道高度时的气动性能,最终选定了隔道高度与机身长度之比为H/L=0.19.通过进气道攻角特性、侧滑角特性的气动研究,设计进气道取得了良好的气动性能总压恢复系数达到0.98～0.99.最后对有、无前机身干扰影响时的进气道性能进行了对比实验,实验结果表明通过与前机身匹配设计的进气道性能要优于没有前机身的进气道性能.
【总页数】4页(P270-273)
【作者】郁新华;刘斌;陶于金;王建培;周州
【作者单位】西北工业大学,陕西,西安,710072;西北工业大学,陕西,西安,710072;西北工业大学,陕西,西安,710072;西北工业大学,陕西,西安,710072;西北工业大学,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V211.48
【相关文献】
1.一种背负式S弯进气道辅助进气门设计 [J], 孔德英;邓文剑;方力
2.埋入式进气道的设计及其气动性能研究 [J], 杨爱玲
3.超椭圆 S 形进气道的设计及气动性能研究 [J], 李岳锋;杨青真;孙志强
4.CFD方法在背负式进气道堵锥风洞试验模型设计中的应用 [J], 邓建;李景虎;朱阿元
5.背负式S形进气道设计及数值分析 [J], 李大伟;张云飞;马东立
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S弯进气道旋流的转动叶片模拟技术
S弯进气道旋流的转动叶片模拟技术
翁培奋
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1997(015)004
【摘要】提出了Ｓ弯进气道中旋流模拟的一个新方法，即叶片模拟技术。
通过调节进气道进口附近的可转动叶片，可使管道出口截面上旋流流动大小和方向发生变化，甚至出现反向旋转的固体涡。
实验研究表明：利用可调叶片的旋流模拟技术可以较好地模拟发动机进口的有旋流动，为进气道／发动机的性能匹配研究提供一些技术基础。
【总页数】5页(P519-523)
【作者】翁培奋
【作者单位】上海大学
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究 [J], 田晓平;潘鹏飞;田琳
2.S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析 [J], 张晓飞;姜健;符小刚
3.进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究 [J], 郭荣伟;梁德旺
4.S弯进气道旋流研究 [J], 杨国才
5.基于旋流畸变网法的S弯进气道出口旋流模拟研究 [J], 王加乐;程邦勤;冯路宁;李军;姚耀泽
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文章 编 号 ：０ ６ ９４ （０ １ ０ — ０ ２ ０ １０ — ３８ ２ １ ） ３ ０ ８ — ４
计
算
机
仿
真
２１年３ 设 计 及 气 动 性 能 研 究
李岳锋 ， 青真 ， 志强 杨 孙
（ 北 工业 大 学 动 力 与能 源 学 院 ， 西 陕西 西 安 ７０ ７ ） １０ ２ 摘 要 ： 究 飞机 机 身 外形 及 进 气 道 优 化 问题 ， 统 的 超椭 圆方 法 在 设 计 Ｓ形 进 气 道 时 ， 状 指 数 ｎ的选 取 需 要 查 表来 确 定 ， 研 传 形
ｄｓｏ ｔ ｎ ｃ ｅ ｃ ｅ ｔ ｓｌｗ，ａ ｄ ｔ ｅ ａ ｒ ｄ ｎ ｍｉ ｐ ｒ ｒ ａ ｃ ｓｅ ｃ ｌ ｎ ．Ｔ ｅ ａ ａｙ ｉ ｈ ｗｓｔａ ｈ ｓｉ ｒｖ ｄ Ｓ — ｉｔｒ ｏ ｏ ｆ ｉ ｎ ｏ ｉ ｉ ｉ ｎ ｈ ｅｏ ｙ ａ ｃ ｅ ｏ ｆ ｍ ｎ ｅ ｉ ｘ ｅｌ ｔ ｈ ｎ ｌｓｓｓ ｏ ｔｔｉ ｅ ｈ ｍｐ ｏ ｅ Ｕ ｐ ｒ ｅｌ ｓ ｔｏ ｙ ｔ ｅ ａ ａ ｔ ｅ ｗ ｙ ｃ ｎ ｂ ｓ ｄ ｉ ｈ ｅ ｌｅ ｇｎ ｅｉ ｇ ｅ － ｌ ｐ ｅ ｍｅｈ ｄ ｂ ｈ ｄ ｐ ｉ ａ ａ ｅ ｕ ｅ ｎ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｉ ｅ ｒｎ ． ｉ ｖ
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不仅耗时 ， 而且精确度不高， 容易产生面积突变 ， 对进气道 内流和出口截面的总压影响很大。将形状指数 ｎ和 Ｓ形进气道的
截 面 面积 变化 规 律 联 系起 来 ， 提 高指 数 的 准 确 性 和效 率 ， 出 一种 改 进 的 超椭 圆 Ｓ形 进 气道 设 计 方 法 ， 自适 应 的 方 式 确 为 提 以 保 任 意截 面指 数 Ｆ的 准确 性 和 唯 一性 。数 值 仿 真 表 明 ： 进 的 方法 给 出的 Ｓ 进 气 道 总 压恢 复 系 数 较 高 ， 变 指 数 较 小 ， Ｉ 改 形 畸 气 动 性 能 良好 ， 进 的 自适 应超 椭 圆 Ｓ形进 气 道 设 计方 法 具 有 较 高 的工 程 实 用 价值 。 改 关键词 ： 椭 圆； 气道； 值仿真 ； 超 进 数 畸变
中 图 分类 号 ： ２ １３ Ｖ ３ ． 文 献标 识 码 ： Ａ
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