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高超声速进气道内收缩基准流场的残差网络智能预测方法
1
作者 杨孔强 熊冰 +2 位作者 范晓樯 王翼 唐啸 《国防科技大学学报》 北大核心 2026年第1期28-39,共12页
为了提高内转式进气道的设计效率,实现对内收缩基准流场的快速预测,采用准均匀B样条方法实现内收缩基准流场的参数化设计,提出了基于深度学习残差神经网络架构的流场预测模型。结合峰值信噪比、结构相似性指数等图像质量评估方法,对预... 为了提高内转式进气道的设计效率,实现对内收缩基准流场的快速预测,采用准均匀B样条方法实现内收缩基准流场的参数化设计,提出了基于深度学习残差神经网络架构的流场预测模型。结合峰值信噪比、结构相似性指数等图像质量评估方法,对预测流场进行定量评价,并从中提取壁面特性分布、激波形态等关键流场特性,以实现基于基准流场几何参数快速获取流场云图和特性参数分布的目标。研究结果表明,所构建的流场快速预测模型精度较高,其整体平均峰值信噪比为42.51 dB,平均结构相似性指数为0.9973,且能有效地从预测结果中提取流场的关键特性与参数分布,为内收缩基准流场的快速设计与优化提供有力支持。 展开更多
关键词 高超声速 内收缩 基准流场 参数方法 流场预测 残差神经网络
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高恢复压力激光器激射腔仿真优化及试验
2
作者 李金雪 魏士杰 +1 位作者 邱雄飞 颜飞雪 《强激光与粒子束》 北大核心 2025年第1期4-7,共4页
利用已有的激光器试车台进行了不同质量流率的DF激光器恢复压力试验。当质量流率达到2.475 g·s^(-1)·cm^(-2)时,注入副气流D_(2)及H_(e)后激射腔压力异常升高,激射腔内部存在热堵。建立DF激光器激射腔与扩压器仿真分析模型,结... 利用已有的激光器试车台进行了不同质量流率的DF激光器恢复压力试验。当质量流率达到2.475 g·s^(-1)·cm^(-2)时,注入副气流D_(2)及H_(e)后激射腔压力异常升高,激射腔内部存在热堵。建立DF激光器激射腔与扩压器仿真分析模型,结合DF激光器反应机理,对有无热反应的激射腔及扩压器通道的流场进行了仿真分析。分析结果显示,不考虑热反应的激射腔内部流场通畅、考虑真实气体反应放热效应时,激射腔内静压迅速抬升,出现热堵,且热堵现象集中在激射腔入口段,与试验结果吻合。根据仿真分析结果,优化了激射腔设计,进行了DF激光器试验研究。结果显示,优化后的激射腔热堵问题得到解决,质量流率2.475 g·s^(-1)·cm^(-2)时,激光器实现了背压22 kPa直排。 展开更多
关键词 激射腔 质量流率 热堵 扩压器
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叶栅式反推装置动力学特性分析及试验研究
3
作者 王晓宇 赵敬超 +2 位作者 孟超 周生浩 罗忠 《航空动力学报》 北大核心 2025年第11期9-22,共14页
基于反推装置工作原理,提取单链路运动机构,保留关键运动副接触状态及关键部件尺寸,设计研制反推装置模拟试验台,通过开展不同载荷工况下原理级试验项目,得到机构阻滞力及导轨刚度变化规律,同时建立含间隙碰撞的刚柔耦合反推装置非线性... 基于反推装置工作原理,提取单链路运动机构,保留关键运动副接触状态及关键部件尺寸,设计研制反推装置模拟试验台,通过开展不同载荷工况下原理级试验项目,得到机构阻滞力及导轨刚度变化规律,同时建立含间隙碰撞的刚柔耦合反推装置非线性动力学仿真模型,完成试验仿真对比验证。结果表明:纵向加载相比于横向加载工况下,机构最大阻滞力同比增大19%,当横向载荷低于150 N时,阻滞力峰值近似线性增加,增长率约为22%;机构导轨在纵向加载下整体变形比较稳定,横向载荷影响下变化更加敏感,但随着载荷的增大,导轨的振动现象受到抑制;试验数据与仿真结果基本一致,验证了试验的合理性和模型的正确性。 展开更多
关键词 叶栅式反推 试验设计 阻滞力 刚度变形 理论验证
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基于射流-放气的超声速Bump进气道流动控制方法
4
作者 丁文博 黄河峡 +2 位作者 谢李斌 陈诚 朱宇 《海军航空大学学报》 2025年第3期437-446,498,共11页
针对Bump进气道亚临界状态下激波边界层干扰诱导的大尺度分离影响进气道稳定裕度问题,文章提出了基于射流-放气的超声速Bump进气道流动控制方法。数值仿真与风洞实验表明:在来流马赫数为2的条件下,由于施加射流-放气控制措施,高速射流... 针对Bump进气道亚临界状态下激波边界层干扰诱导的大尺度分离影响进气道稳定裕度问题,文章提出了基于射流-放气的超声速Bump进气道流动控制方法。数值仿真与风洞实验表明:在来流马赫数为2的条件下,由于施加射流-放气控制措施,高速射流提升了边界层抵抗逆压梯度能力,亚临界状态结尾激波根部的分离得到有效抑制;同时,放气使激波下游分离区尺度进一步减小,从而提升了进气道的稳定工作裕度。施加控制措施后,小流量时,总压恢复提高了2%~4%,出口畸变降低了约60%,最低出口马赫数降低了0.09,失稳边界左移,且随着射流压力升高,最高总压恢复有所提升。 展开更多
关键词 Bump进气道 激波边界层干扰 流动控制 射流-放气
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军用无人机动力特征和关键要求分析
5
作者 刘殿春 李彩玲 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期35-42,共8页
军用无人机作为现代战争中的重要作战力量,其性能和作战能力在很大程度上取决于动力系统的效能。以军用无人机采用的涡扇发动机为研究对象,系统梳理了典型军用无人机对动力系统的关键要求,包括性能、隐身性、可靠性、可维护性、成本等,... 军用无人机作为现代战争中的重要作战力量,其性能和作战能力在很大程度上取决于动力系统的效能。以军用无人机采用的涡扇发动机为研究对象,系统梳理了典型军用无人机对动力系统的关键要求,包括性能、隐身性、可靠性、可维护性、成本等,探究了这些关键要求与动力特征参数的匹配关系,并分析了不同任务类型无人机在发动机选型中的特点。结果表明:根据无人机平台的作战任务需求、飞行包线特征以及使用环境条件的不同,对现有成熟发动机进行适应性改进以满足无人机的动力需求,不仅能够降低研发成本和风险,还能有效缩短研制周期,提高系统可靠性;针对不同任务类型的无人机(如无人战斗机、无人侦察机及无人加油机),其采用的涡扇发动机在设计优化时,需重点关注的关键特征参数具有显著差异,其动力系统特征参数要求与飞机对发动机提出的部分关键要求之间存在相互制约的关系,需对大量参数进行优化与匹配,以满足飞机对发动机的综合性能要求。本研究可为军用无人机动力系统的设计与选型提供理论参考,有助于提升无人机的战场作战效能。 展开更多
关键词 军用无人机 涡扇发动机 关键要求 特征参数 发动机选型
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飞机发动机排气污染物的测量 被引量：36
6
作者 刘高恩 王华芳 +1 位作者 吕品 王志平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期348-352,共5页
参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对... 参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对二台JT3D-7型发动机进行排气污染物的实测,测出的各类污染物的排放指数EI_(CO),EI_(HC),EI_(NOx)及冒烟数SN,并与JT3D-7型发动机公布的数据进行对比,测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的气油比与发动机实测的气油比进行比较小于10％～15％的均属于合格,本研究的系统的测量值与发动机所测的总气油量之比的误差在3％左右,证明此测量系统和测量技术切实可行。 展开更多
关键词 飞机发动机 排气污染物 测量 排放标准 排气指数
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不同喷口修形的二元收敛喷管RCS数值模拟 被引量：20
7
作者 陈立海 杨青真 +1 位作者 陈玲玲 崔金辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期513-520,共8页
用等效棱边电磁流(EEC)方法和物理光学迭代(IPO)法自主开发了计算程序,用来分析不同尾缘修形喷管的雷达散射特性;在计算中考虑喷管出口边缘的绕射场对雷达散射截面(RCS)的影响;提出了一种高效的判断面元间遮挡关系的算法和喷管出口轮廓... 用等效棱边电磁流(EEC)方法和物理光学迭代(IPO)法自主开发了计算程序,用来分析不同尾缘修形喷管的雷达散射特性;在计算中考虑喷管出口边缘的绕射场对雷达散射截面(RCS)的影响;提出了一种高效的判断面元间遮挡关系的算法和喷管出口轮廓线的辨别方法;在此基础上,研究了四种不同喷口修形的二元收敛喷管的RCS特性.结果表明:该开发程序具有较好的计算精度;适当的喷口修形可降低重点姿态角下喷管的RCS. 展开更多
关键词 二元喷管 雷达散射截面(RCS) 物理光学迭代(IPO)法 等效棱边电磁流(EEC)方法 射线追踪法
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叶栅式反推力装置阻流门运动规律对气动性能的影响 被引量：14
8
作者 谢业平 王强 +1 位作者 邵万仁 尚守堂 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期1297-1302,共6页
在分析叶栅式反推力装置结构及工作原理的基础上,通过计算初步研究了反推力装置运动规律对风扇出口及阻流门上气动载荷的影响.计算结果表明,反推力装置打开时,运动规律直接影响风扇在反推力装置打开/关闭过程中工作点位置,运动规律3,4... 在分析叶栅式反推力装置结构及工作原理的基础上,通过计算初步研究了反推力装置运动规律对风扇出口及阻流门上气动载荷的影响.计算结果表明,反推力装置打开时,运动规律直接影响风扇在反推力装置打开/关闭过程中工作点位置,运动规律3,4分别适合风扇外涵喘振裕度较大、较小发动机的反推力装置选用;各运动规律中,阻流门气动载荷在阻流门开始转动瞬间加载. 展开更多
关键词 叶栅式反推力装置 阻流门 运动规律 动网格 风扇发动机
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出口宽高比对S形二元收敛喷管雷达散射截面的影响 被引量：8
9
作者 李岳锋 杨青真 +1 位作者 环夏 高翔 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期645-651,共7页
在S形二元收敛喷管进出口面积、偏心距、面积变化规律及中心线变化规律不变的条件下,采用自适应超椭圆方法设计不同出口宽高比的S形二元收敛喷管.基于迭代物理光学法与等效边缘电磁流法自主开发计算腔体部件雷达散射截面(RCS)的程序;然... 在S形二元收敛喷管进出口面积、偏心距、面积变化规律及中心线变化规律不变的条件下,采用自适应超椭圆方法设计不同出口宽高比的S形二元收敛喷管.基于迭代物理光学法与等效边缘电磁流法自主开发计算腔体部件雷达散射截面(RCS)的程序;然后通过文献中的实验数据验证了计算程序的准确性和可靠性.通过计算程序分别分析了水平、垂直两种极化方式下不同S形二元收敛喷管的边缘绕射场与总散射场的电磁散射特性.结果表明:在水平、垂直两种极化方式下,喷管出口宽高比的变化对S形二元收敛喷管边缘绕射场的RCS影响较小,不同出口宽高比的S形二元收敛喷管边缘绕射场的RCS相差不超过4dB.喷管出口宽高比的变化对总散射场的RCS影响较大;正探测角时,宽高比为1.5时,在大部分探测角范围内总散射场有较低的RCS;负探测角时,宽高比为3.5时有较低的RCS. 展开更多
关键词 超椭圆方法 S形二元收敛喷管 宽高比 迭代物理光学法 等效边缘电磁流法 雷达散射截面
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着陆滑跑状态下的反推力装置重吸入特性数值模拟 被引量：7
10
作者 陈著 单勇 +2 位作者 沈锡钢 张靖周 邵万仁 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期733-739,共7页
对大涵道比涡扇发动机叶栅式反推力装置,利用CFD技术,展示了叶栅式反推力装置开启后的流场流动特征,计算分析了飞机着陆滑跑马赫数和侧风速度对发动机进气道重吸入特性的影响.结果表明:在无侧风影响时,进气道对反推力气流的重吸入现象... 对大涵道比涡扇发动机叶栅式反推力装置,利用CFD技术,展示了叶栅式反推力装置开启后的流场流动特征,计算分析了飞机着陆滑跑马赫数和侧风速度对发动机进气道重吸入特性的影响.结果表明:在无侧风影响时,进气道对反推力气流的重吸入现象随着滑跑马赫数的增加而逐渐减弱并消失,重吸入特征参数值随着滑跑马赫数的增加而减小并达到允许值,该临界滑跑马赫数为0.08;在侧风环境中,侧风使得反推力气流在发动机一侧进入发动机进气道,导致风扇进口截面的总温畸变增大,重吸入特征参数值随着侧风速度的增加而增大,侧风的存在使得反推力装置关闭的临界滑跑马赫数从不存在侧风时的0.08提高到0.12. 展开更多
关键词 大涵道比涡扇发动机 反推力装置 侧风影响 重吸入 着陆滑跑状态
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不同出口形状S形喷管的RSC特性 被引量：8
11
作者 李岳锋 杨青真 +1 位作者 李翔 环夏 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第12期2671-2677,共7页
采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管,结合等效边缘电磁流(EEC)法和迭代物理光学(IPO)法开发了计算程序;EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面(RCS)的贡献;IPO法分析S形喷... 采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管,结合等效边缘电磁流(EEC)法和迭代物理光学(IPO)法开发了计算程序;EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面(RCS)的贡献;IPO法分析S形喷管腔体产生的散射场对S形喷管RCS的贡献;通过对两种电磁场所产生的电磁波的矢量叠加计算S形喷管的总RCS;在此基础上,研究了3种不同出口形状的S形喷管的RCS特性.结果表明:出口形状对RCS影响较大;圆形出口是3种S形喷管中RCS最小的;相互错位的锯齿修型可有效减小喷管的RCS;喷管的S形结构设计使得全局探测角内总散射场的RCS不关于0°探测角对称,并使得最大RCS移向正探测角. 展开更多
关键词 S形喷管 超椭圆方法 雷达散射截面 等效边缘电磁流法 迭代物理光学法
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发动机导向叶片热气防冰腔结构改进 被引量：7
12
作者 马辉 陈维建 +1 位作者 孟繁鑫 张大林 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期70-74,共5页
在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影... 在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影响下导向叶片外的三维水滴撞击特性,并将改进后防冰腔的换热性能进行了对比。结果表明,改进后的热气防冰腔的换热效率得到了大幅提高,同时气膜对过冷水滴的遮蔽作用明显增强。 展开更多
关键词 飞机结冰 发动机导向叶片 防冰 数值模拟 气膜 微小通道
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反推力装置液压作动系统AMESim建模与仿真 被引量：13
13
作者 陈永琴 汪天兴 +1 位作者 苏三买 刘超 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期2791-2799,共9页
根据飞机反推力装置液压作动系统的结构特点及工作原理,建立了其蜗轮蜗杆部件、丝杠螺母部件和作动筒的数学模型及系统的AMESim模型。针对某型反推作动系统进行了仿真,分析了其位移、同步性、受力变化规律;通过设置批参数运行的方式,初... 根据飞机反推力装置液压作动系统的结构特点及工作原理,建立了其蜗轮蜗杆部件、丝杠螺母部件和作动筒的数学模型及系统的AMESim模型。针对某型反推作动系统进行了仿真,分析了其位移、同步性、受力变化规律;通过设置批参数运行的方式,初步分析了丝杠导程角、蜗轮蜗杆减速比和供油压力不足对作动系统性能的影响。仿真结果表明:所建模型能模拟作动系统的伸出和收回时的工作状态,为反推作动系统设计参数选择、受力分析和故障诊断提供了平台。 展开更多
关键词 反推作动系统 蜗轮蜗杆 丝杠螺母 AMESim模型 力学特性仿真
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射线追踪法在球面收敛调节片喷管RCS计算中的应用 被引量：5
14
作者 崔金辉 尚守堂 +2 位作者 杨青真 李兆红 陈立海 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期2613-2620,共8页
结合射线追踪法的原理,利用自主开发的电磁散射特性计算程序,对具有不同尾缘修型的球面收敛调节片喷管进行了数值模拟计算,分别得到了不同喷管内部腔体散射场和喷管出口边缘绕射场的雷达散射截面积(RCS),并且通过计算获得了不同入射方... 结合射线追踪法的原理,利用自主开发的电磁散射特性计算程序,对具有不同尾缘修型的球面收敛调节片喷管进行了数值模拟计算,分别得到了不同喷管内部腔体散射场和喷管出口边缘绕射场的雷达散射截面积(RCS),并且通过计算获得了不同入射方位角上喷管腔体内壁面上的感应电流,通过对感应电流的分析,从本质上解释了RCS的变化规律.研究结果表明:对喷管出口尾缘所采用的修型措施在降低喷管出口边缘绕射场的RCS和改善喷管电磁隐身性能方面效果显著;相对于普通的遮挡算法,射线追踪法将计算周期缩短了21%以上,明显地提高了计算效率;利用感应电流的分析方法能够清晰直观地从本质上解释RCS的变化规律,并且具有较高的可靠性. 展开更多
关键词 射线追踪法 雷达散射截面积 感应电流 修型措施 球面收敛调节片喷管
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轴对称及二元喷管RCS的数值模拟 被引量：9
15
作者 杨涛 杨青真 李岳锋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1819-1823,共5页
利用物理光学迭代法独立设计程序,采用前后向算法并结合欠松弛因子加速收敛,提高运算效率.通过计算简单标准模型的雷达散射截面(RCS)验证了程序的可靠性.在此基础上,对两种不同宽高比二元喷管简化模型及轴对称喷管简化模型的RCS进行了... 利用物理光学迭代法独立设计程序,采用前后向算法并结合欠松弛因子加速收敛,提高运算效率.通过计算简单标准模型的雷达散射截面(RCS)验证了程序的可靠性.在此基础上,对两种不同宽高比二元喷管简化模型及轴对称喷管简化模型的RCS进行了计算并加以分析比较.结果表明,程序具有较好的计算精度和通用性,在较大范围的姿态角内,二元喷管简化模型的RCS高于轴对称喷管简化模型的RCS. 展开更多
关键词 物理光学迭代法 雷达散射截面 二元喷管 轴对称喷管 欠松弛因子
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埋入式进气道设计 被引量：17
16
作者 郭荣伟 刘少永 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期8-12,共5页
针对导弹用进气道的结构特点，提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法．该方法通过变更进气道的中心线、面积规律、中心线的倾斜角及双纽线喉道的设计参数，并通过采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的ＣＡ... 针对导弹用进气道的结构特点，提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法．该方法通过变更进气道的中心线、面积规律、中心线的倾斜角及双纽线喉道的设计参数，并通过采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的ＣＡＤ化。该ＣＡＤ技术与ＣＦＤ技术的结合能大幅度地缩短埋入式进气道设计周期、降低研制成本。实验结果表明，由该文提出的方法设计的埋入式进气道不做任何型面修改即可达到较好的气动性能。 展开更多
关键词 埋入式进气道 中心线 面积规律 喉道 唇口光顺 设计 融合体式
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无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析 被引量：29
17
作者 梁德旺 李博 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期286-289,共4页
采用“照片三维复原技术”对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:... 采用“照片三维复原技术”对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。 展开更多
关键词 无隔道进气道 鼓包进气道 一体化设汁 计算流体力学
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航空发动机进口支板外部热气膜对水滴撞击特性的影响 被引量：5
18
作者 柯鹏 张韵 +1 位作者 于广锋 杨春信 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期621-629,共9页
设计了4种不同气膜缝角度的防护结构,发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法,针对直径为20μm的过冷小水滴,定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明,外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用,导致... 设计了4种不同气膜缝角度的防护结构,发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法,针对直径为20μm的过冷小水滴,定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明,外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用,导致壁面平均局部水收集系数和撞击极限减小,而且气膜缝开孔位置越靠近支板前缘,吹袭水滴效果越明显.4种结构的平均局部水收集系数与无气膜缝结构相比分别下降了82%,8%,1%和0.5%.此外,吹风比增大会导致前缘最大局部水收集系数和撞击极限的减小变明显,尤其是气膜缝角度为5°结构的水滴撞击特性受吹风比影响最显著.前缘区域局部水收集系数呈现了相似的分布规律;支板后部区域,当吹风比增大到一定程度时,水滴被完全吹除. 展开更多
关键词 航空发动机进口支板 热气膜 防冰 水滴撞击 欧拉法
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蛇形进气道的电磁散射特性 被引量：30
19
作者 石磊 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1296-1301,共6页
对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究,取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明:(1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时... 对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究,取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明:(1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时±60°RCS均值为-24.33dB.m2,垂直极化为-19.15dB.m2,是一种低RCS进气道;(2)运用时域有限差分法计算所得的RCS随方位角变化曲线与实验曲线趋势基本一致,±60°均值误差在4dB以内;(3)从进气道对称面电场(Ex)分布图可以看出入射波射入进气道并在内壁面产生多次反射,从而验证了蛇形进气道的设计思想并为在内通道关键反射点涂敷吸波材料实现蛇形进气道的高隐身提供了一个可行的研究平台。 展开更多
关键词 航空航天推进系统 蛇形进气道 电磁散射 隐身技术
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平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证 被引量：12
20
作者 孙姝 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期268-275,共8页
为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研... 为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma0=0.7,α=-2°～8°,β=0°～2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920～0.952之间,周向畸变指数在1.142%～2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数。 展开更多
关键词 进气道 平面埋入式进气道 口面参数 进口侧棱角 前唇口导流角 后唇口型线特征参数 总压恢复系数 周向畸变指数
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