一種無人機S彎進氣道設(shè)計與氣動特性研究.pdf

1、根據(jù)現(xiàn)役無人機進氣道的結(jié)構(gòu)特點，本文以后置兩側(cè)布局的S彎進氣道作為研究對象，完成了一種大偏距、短擴壓S彎進氣道的設(shè)計，設(shè)計包括中心線、面積變化規(guī)律選取、唇口設(shè)計和隔道設(shè)計等。并且本文對設(shè)計模型進行流場數(shù)值研究，得到進氣道的各種性能曲線和出口圖譜，并對其進行相應(yīng)分析，計算結(jié)果與實驗吻合較好，同時也提供許多流場細節(jié)；針對在大偏航角狀態(tài)下，進氣道性能變差問題，本文分析了外部流場，得到了機身渦是引起其性能惡化的主要原因。最后本文對所研究進氣道進

2、行模型設(shè)計，加工出物理模型，并進行風(fēng)洞實驗研究，得到進氣道的速度特性、攻角特性、偏航角特性，及進氣道出口圖譜等。研究結(jié)果表明： 1)在平飛狀態(tài)下，隨著來流速度的增加，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)變化不大；DC60在0.14以下，變化規(guī)律為先減小后增大，在時達到最小，但是其變化范圍很小。 2)在設(shè)計馬赫數(shù)，時，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨著攻角增加略有下降；DC60小幅度變化。這說明進氣道唇口后斜的設(shè)計是合理的。 3)在設(shè)計馬

3、赫數(shù)和攻角狀態(tài)下，進氣道性能隨偏航角的正負不同，隨著偏航角的增加，總壓恢復(fù)曲線是先增加而后減小，并且負偏航角（迎風(fēng)側(cè)）進氣道性能較正偏航角（背風(fēng)側(cè)）的高。DC60在負偏航角度和小的正偏航角度的范圍內(nèi)變化幅度很小，但在大的正偏航角度下，增加較劇。 4)進氣道在 0.50～0.75范圍內(nèi)，攻角范圍內(nèi)，偏航角范圍內(nèi)變化時，其總壓恢復(fù)系數(shù)一直都保持在0.986以上，畸變指數(shù)也保持在0.28以下,滿足發(fā)動機的工作要求。 5)大