一种无人机S弯进气道设计与气动特性研究

摘要

根据现役无人机进气道的结构特点，本文以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象，完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道的设计，设计包括中心线、面积变化规律选取、唇口设计和隔道设计等。并且本文对设计模型进行流场数值研究，得到进气道的各种性能曲线和出口图谱，并对其进行相应分析，计算结果与实验吻合较好，同时也提供许多流场细节；针对在大偏航角状态下，进气道性能变差问题，本文分析了外部流场，得到了机身涡是引起其性能恶化的主要原因。最后本文对所研究进气道进行模型设计，加工出物理模型，并进行风洞实验研究，得到进气道的速度特性、攻角特性、偏航角特性，及进气道出口图谱等。研究结果表明： 1) 在平飞状态下，随着来流速度的增加，进气道总压恢复系数变化不大；DC60在0.14以下，变化规律为先减小后增大，在时达到最小，但是其变化范围很小。 2) 在设计马赫数，时，进气道总压恢复系数随着攻角增加略有下降；DC60小幅度变化。这说明进气道唇口后斜的设计是合理的。 3) 在设计马赫数和攻角状态下，进气道性能随偏航角的正负不同，随着偏航角的增加，总压恢复曲线是先增加而后减小，并且负偏航角（迎风侧）进气道性能较正偏航角（背风侧）的高。DC60在负偏航角度和小的正偏航角度的范围内变化幅度很小，但在大的正偏航角度下，增加较剧。 4) 进气道在 0.50～0.75范围内，攻角范围内，偏航角范围内变化时，其总压恢复系数一直都保持在0.986以上，畸变指数也保持在0.28以下,满足发动机的工作要求。 5) 大偏航角状态时，背风侧进气道，受机身附面层及机身涡的影响比较大，虽总压恢复系数并不低，但畸变指数DC60较大，在使用中需要采取相应的技术措施。