航空科学技术
航空科學技術
항공과학기술
AERONAUTICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY
2015年
4期
16-23
,共8页
S弯进气道%边界层分离%旋流畸变%涡流发生器%数值模拟
S彎進氣道%邊界層分離%鏇流畸變%渦流髮生器%數值模擬
S만진기도%변계층분리%선류기변%와류발생기%수치모의
s-duct inlet%boundary separate%swirl distortion%vortex generator%numerical simulation
S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐，但是由于进气道是弯曲的，较大的表面曲率容易导致边界层分离，降低了进气道的总压恢复，增加了气流的湍流脉动，导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离，改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上，利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟，控制边界层分离，使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。
S彎進氣道由于其良好的隱身性能為現代作戰飛機所青睞，但是由于進氣道是彎麯的，較大的錶麵麯率容易導緻邊界層分離，降低瞭進氣道的總壓恢複，增加瞭氣流的湍流脈動，導緻鏇流畸變的髮生。對邊界層流動實施控製可以推遲、扼製流動分離，改變進氣道的氣動性能。本研究在某機型進氣道的CAD模型的基礎上，利用FLUENT軟件對採用不同類型的邊界層擾流片(渦流髮生器)進行數值模擬，控製邊界層分離，使大S彎進氣道齣口的總壓恢複和鏇流畸變指標得以改善。
S만진기도유우기량호적은신성능위현대작전비궤소청래，단시유우진기도시만곡적，교대적표면곡솔용역도치변계층분리，강저료진기도적총압회복，증가료기류적단류맥동，도치선류기변적발생。대변계층류동실시공제가이추지、액제류동분리，개변진기도적기동성능。본연구재모궤형진기도적CAD모형적기출상，이용FLUENT연건대채용불동류형적변계층우류편(와류발생기)진행수치모의，공제변계층분리，사대S만진기도출구적총압회복화선류기변지표득이개선。
S-inlet has good performance of stealth which is favoured by modern battleplan, at the same time the bend inlet and big exterior curvature wil lead to boundary layer separation, lower total pressure, increase the grade of pulsantt urbulence, ifnal y cause the swirl distortion. Boundary layer control wil put off lfow separation and give a good performance of inlet. Based on the CAD model of a battleplan inlet, different size vortex generators were numerical simulated using Flwent, which can control the boundary separate, improve the totau pressure and swirl distortion.
