5代战机之魔影1，决不泄密，

1# sopc_dsp


Caret进气道

引 言
尖脊(Caret)进气道是一种将高超声速乘波(Waverider)理论尖脊翼(Caret wing)设计概念应用于超声速飞机的两波系不可调进气道，可达到机动性、气动性能、隐身和结构简化要求的统一，已成功用于F／A-18E／F 和F-22上 ’ 。

Caret进气道的试验结果证明其总压恢复要优于常规二元进气道；流动畸变水平和常规二元进气道持平，如果采取一些控制分离的措施，则可以实现流动畸变水平低于常规二元进气道 。
“Caret”进气道的缺点是，必须考虑机身表面和压缩斜板上形成的低能量附面层，因为激波和附面层的干扰会使进气道的流场变得紊乱，从而使发动机进口处的流场发生畸变，严重时会导致进气道喘振和发动机失速。消除或减轻附面层影响的传统方法是，把进气道的位置有意与机身表面隔开一段距离，形成一个附面层隔道排走机身附面层；而且由于进口平面斜切和双压缩平面，增加了附面层的区域和厚度，从而增加了控制附面层的难度，因此，其附面层泄放系统相当复杂。
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。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。（正文省略）。。。。。。。。。。。。。。。。。。。
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5 结 论
通过对Caret进气道的试验分析，得出如下结论：

(1) 该Caret进气道在喉道面积不变，放气门关闭情况下的前提下Ma=1．6～2．0范围，总压恢复急剧下降。Ma 2．0时，由于亚临界防喘余量较小，在放气门关闭情况下，无法得到稳定的进／发匹配；与临界状态相比，喘振点的稳态周向畸变减小，而动态紊流度急剧增加，导致总的综合畸变指数增加。
(2)在临界至超临界情况，管道内出现了流动分离，分离点在两压缩斜板的交角处。因此，避免两压缩斜板的交界线在喉道后急剧偏转，是内管道造型应该注意的问题。
(3)在小攻角、小侧滑角范围内，进气道特性无明显的变化。

Caret进气道一般随着飞机最大飞行速度的增加，进口设计的复杂性也随之增加，出现一些无法避免的问题，如进口面积与喉道面积的折衷选择；提高总压恢复与进气道阻力折衷选择等。另外，Caret进气道在起飞状态、亚声速、超声速都存在各自的设计问题，通常进气道进口唇缘半径、喉道马赫数是影响亚声速及低速性能的关键参数。进气道进口面积及压缩斜板角度是影响超声速性能的关键参数。

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Caret进气道

引 言
尖脊(Caret)进气道是一种将高超声速乘波(Waverider)理论尖脊翼(Caret wing)设计概念应用于超声速飞机的两波系不可调进气道，可达到机动性、气动性能、隐身和结构简化要求的统一，已成功用于F／A-18E／F 和F-22上 ’ 。

Caret进气道的试验结果证明其总压恢复要优于常规二元进气道；流动畸变水平和常规二元进气道持平，如果采取一些控制分离的措施，则可以实现流动畸变水平低于常规二元进气道 。
“Caret”进气道的缺点是，必须考虑机身表面和压缩斜板上形成的低能量附面层，因为激波和附面层的干扰会使进气道的流场变得紊乱，从而使发动机进口处的流场发生畸变，严重时会导致进气道喘振和发动机失速。消除或减轻附面层影响的传统方法是，把进气道的位置有意与机身表面隔开一段距离，形成一个附面层隔道排走机身附面层；而且由于进口平面斜切和双压缩平面，增加了附面层的区域和厚度，从而增加了控制附面层的难度，因此，其附面层泄放系统相当复杂。
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5 结 论
通过对Caret进气道的试验分析，得出如下结论：

(1) 该Caret进气道在喉道面积不变，放气门关闭情况下的前提下Ma=1．6～2．0范围，总压恢复急剧下降。Ma 2．0时，由于亚临界防喘余量较小，在放气门关闭情况下，无法得到稳定的进／发匹配；与临界状态相比，喘振点的稳态周向畸变减小，而动态紊流度急剧增加，导致总的综合畸变指数增加。
(2)在临界至超临界情况，管道内出现了流动分离，分离点在两压缩斜板的交角处。因此，避免两压缩斜板的交界线在喉道后急剧偏转，是内管道造型应该注意的问题。
(3)在小攻角、小侧滑角范围内，进气道特性无明显的变化。

Caret进气道一般随着飞机最大飞行速度的增加，进口设计的复杂性也随之增加，出现一些无法避免的问题，如进口面积与喉道面积的折衷选择；提高总压恢复与进气道阻力折衷选择等。另外，Caret进气道在起飞状态、亚声速、超声速都存在各自的设计问题，通常进气道进口唇缘半径、喉道马赫数是影响亚声速及低速性能的关键参数。进气道进口面积及压缩斜板角度是影响超声速性能的关键参数。

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BUMP进气道

引 言
Bump进气道气动性能优异，并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。

与传统超声速进气道相比，Bump进气道是根据锥型流理论，采用乘波原理生成的，将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面，其产生的流场仍然为锥型流，锥型激波附着在压缩曲面的边缘。由于锥型流本身的特点，Bump进气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯度，二者的联合作用相当于存在无源附面层吹出装置，可将大部分机身附面层吹出进气道口外，所以在Bump进气道上可以不采取附面层隔道、吹除／抽吸措施也能获得较好的性能。以达到对气流的压缩、消除边界层、简化结构和隐身等目的。因此这种结构上的改变影响了所有进口部件的设计，如唇口、喉道、边界层吸除、辅助进气门、放气门、隔板等。鼓包的三维形状对模型加工的要求很高，其他如测量段、引射管路等和常规进气道实验的情况没有区别。

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。。。。。。。。。。。。。。。。。（正文省略）。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。
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4 结论
BUMP进气道喘振特性
BUMP进气道由于结构设计上的特点使其在亚临界状态基本避免发生喘振，进气道稳定性裕度变宽，进气道亚临界工作范围大大提高。M= 2．0时，正激波处于稳定范围内，总压恢复系数明显提高。BUMP进气道在亚临界不容易发生喘振的主要原因，作者认为是因为对压缩面和唇罩几何形状的合理设计避免了喘振的发生。BUMP型压缩面是锥形体表面的一部分，在超声速下其头部产生三维圆锥形激波，其强度比二维超声速进气道压缩面产生的斜激波要弱，波后流动开始并不是与锥面平行，而是逐渐转变，同时流速降低，其过程接近等熵压缩。亚临界状态下，波后锥形流静压分布随离锥面距离增大而减小，即沿进气道展向形成有利的顺压梯度，边界层气流被推离进气道进口，因此BUMP进气道有效消除了边界层的影响，避免了激波边界层干扰引起的气流分离，从而有效防止了边界层分离产生的喘振。而且三维圆锥形激波与正激波交点处引出的涡面形状和强度不同于一般进气道产生的涡面，涡面较宽，强度要弱，不足以诱发喘振或引发强的喘振。

对Bump进气道进行了高、低速风洞试验，试验最大 为M2.+
Bump进气道的攻角性能和侧滑性能随角度的变化不大，稳定性好，这主要是锥型流的特点所致；M=1．8时，进气道的总压恢复系数高达0．9，这也是常规固定式进气道很难实现的，显示了Bump进气道具有优异的气动性能。

BUMP进气道由于其合理的压缩面设计，减小了边界层的影响，而总压恢复并没有降低，气流可以平稳、均匀的流人压气机,有效避免进气道发生喘振，进气道稳定性有了很大提高，其工作范围也相应扩大。
综上所述，BUMP进气道由于结构上的改变，带来了一些进气道新的特点，对BUMP进气道的喘振特性进行深入的研究，将有利于下一代歼击机进气道的发展。

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BUMP进气道

引 言
Bump进气道气动性能优异，并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。

与传统超声速进气道相比，Bump进气道是根据锥型流理论，采用乘波原理生成的，将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面，其产生的流场仍然为锥型流，锥型激波附着在压缩曲面的边缘。由于锥型流本身的特点，Bump进气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯度，二者的联合作用相当于存在无源附面层吹出装置，可将大部分机身附面层吹出进气道口外，所以在Bump进气道上可以不采取附面层隔道、吹除／抽吸措施也能获得较好的性能。以达到对气流的压缩、消除边界层、简化结构和隐身等目的。因此这种结构上的改变影响了所有进口部件的设计，如唇口、喉道、边界层吸除、辅助进气门、放气门、隔板等。鼓包的三维形状对模型加工的要求很高，其他如测量段、引射管路等和常规进气道实验的情况没有区别。

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4 结论
BUMP进气道喘振特性
BUMP进气道由于结构设计上的特点使其在亚临界状态基本避免发生喘振，进气道稳定性裕度变宽，进气道亚临界工作范围大大提高。M= 2．0时，正激波处于稳定范围内，总压恢复系数明显提高。BUMP进气道在亚临界不容易发生喘振的主要原因，作者认为是因为对压缩面和唇罩几何形状的合理设计避免了喘振的发生。BUMP型压缩面是锥形体表面的一部分，在超声速下其头部产生三维圆锥形激波，其强度比二维超声速进气道压缩面产生的斜激波要弱，波后流动开始并不是与锥面平行，而是逐渐转变，同时流速降低，其过程接近等熵压缩。亚临界状态下，波后锥形流静压分布随离锥面距离增大而减小，即沿进气道展向形成有利的顺压梯度，边界层气流被推离进气道进口，因此BUMP进气道有效消除了边界层的影响，避免了激波边界层干扰引起的气流分离，从而有效防止了边界层分离产生的喘振。而且三维圆锥形激波与正激波交点处引出的涡面形状和强度不同于一般进气道产生的涡面，涡面较宽，强度要弱，不足以诱发喘振或引发强的喘振。

对Bump进气道进行了高、低速风洞试验，试验最大 为M2.+
Bump进气道的攻角性能和侧滑性能随角度的变化不大，稳定性好，这主要是锥型流的特点所致；M=1．8时，进气道的总压恢复系数高达0．9，这也是常规固定式进气道很难实现的，显示了Bump进气道具有优异的气动性能。

BUMP进气道由于其合理的压缩面设计，减小了边界层的影响，而总压恢复并没有降低，气流可以平稳、均匀的流人压气机,有效避免进气道发生喘振，进气道稳定性有了很大提高，其工作范围也相应扩大。
综上所述，BUMP进气道由于结构上的改变，带来了一些进气道新的特点，对BUMP进气道的喘振特性进行深入的研究，将有利于下一代歼击机进气道的发展。

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嗯？要出系列？这个系列不错

别吝啬全文呀……尤其是BUMP的那篇

小龙、F35用bump还是非常合适的...丝带？caret？

看不懂，但是要顶

如果有了正文，倒是一篇极佳的科普贴。

顶,  技术派大老

再来个总结~

CD需要技术科普贴

要看正文

即使没有正文都是好东西啊，有正文就完美了。
看来bump进气道从低速到高速适应性很好啊

那么 BUMP进气道的缺点是什么？

好长啊，谁简单介绍下

神神秘秘的，无聊

太高深了，俺只想看长相。:D

深奥

进气道也会喘振啊，长见识了。。。

还是坐等yf23老大来科普吧~
楼主以前发的帖子有不少是关于Caret和Bump的。。。:o

论文党    提供论文打包 科普任重道远  :D

腹下无隔道大偏距S弯进气道流场特性
枭龙飞机Bump进气道设计
无隔道进气道RCS特性实验研究
凸包_Bump_进气道_DSI模型设计及气动特性研究
矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证

想看哪篇

发全了也没事的.....

为啥省略了这么多？

顶起来

我只对图有兴趣

很好很强大。顶起来

今天净是挖坟党

bull㊣ 发表于 2009-11-26 11:28


    过了2。0费了贝。