飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析
张乐, 周洲, 许晓平, 王红波     
西北工业大学 无人机特种技术国防科技重点实验室, 陕西 西安 710065
摘要: 利用计算流体力学(CFD)方法,分别针对保形进气道和膨胀尾喷管风洞试验模型进行数值模拟,验证了模拟进排气动力边界条件的可靠性。再基于飞翼布局无人机双发动机布局下隐身与保形设计要求,设计了矩形进气口S弯进气道和圆矩形喷口尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机进排气系统进行了计算分析,获得了无人机全机气动性能及进排气三维流场特性。研究表明:①进排气使得飞翼无人机升阻特性有所下降,但低马赫数(0.5,0.6)下能改善无人机俯仰力矩特性;②随着马赫数增加,进气道总压恢复系数减小且畸变指数增加,而尾喷管轴向推力系数则升高,且推力性能保持较好;高马赫数(0.7)下进气道特性下降较快,设计时应多考虑飞行包线右边界;③侧滑角对于进气道性能影响较大,而尾喷管推力性能受侧滑角影响较小,设计时应多考虑进气道侧滑影响。
关键词: 飞翼无人机     保形进气道     膨胀尾喷管     进排气     总压恢复系数     畸变指数     轴向推力系数     流场特性     数值模拟    

飞翼布局升阻比较大且隐身特性较好,因而成为无人机设计中理想的一种气动布局。目前研制的无人机如X-47B、RQ180等,均采用翼身融合度极高的飞翼布局,具备较大内部空间,从而发动机和进气道可以深埋于机体内部,发动机本身的喷管无法通到机体之外,需要由一段连接发动机喷口和机体表面的延伸尾喷管来完成排气。

进气道前的进气流和尾喷管后的尾喷流都会对飞机外部绕流产生干扰,从而改变全机气动性能,通常称为“发动机进排气动力影响”[1],它是飞机设计中须重点关注的一个方面;而进排气的内流特性也是飞机设计必须研究的重要内容,通常有进气道内流与发动机工作特性的匹配以及发动机燃气通过尾喷管达到最优推进效率等问题。基于无人机设计中越来越多的考虑隐身和保形设计等要求,进排气也趋于复杂多样化甚至非常规形状,如RQ170采用类M形进口、X47A则采用一种狭缝形进气等,尾喷管形状也由圆喷口转为喷口形状与翼面前后缘平行而保形设计成扁平状发展,如B2隐身轰炸机。无人机外部绕流与进排气系统内流之间会形成明显干扰,因而研究无人机耦合进排气时的气动特性,并研究进排气动力影响以及内流场特性是非常有必要的。

针对发动机进排气模拟,目前风洞试验可采用引射式动力模拟器(ejector power engine simulator,简称EPES)和涡轮动力模拟器(turbine power simulator,简称TPS)。其中EPES结构简单、使用方便、经济性和实用性好[2],但进气流模拟能力较差,一般只可达到真实发动机缩比进气量50%~70%的模拟程度;而TPS技术研究至今,发动机进排气动力模拟试验已逐渐完善和成熟,可开展一些发动机进排气同时模拟试验,但大多也仅局限于单独进排气试验,无法结合飞行器进行更加详细的进排气动力模拟实验。且风洞中开展进排气模拟试验:①周期长,技术难度大,受风洞尺寸的限制;②试验费用相当昂贵,且目前基本只能做到冷喷的情况[3]

随着CFD技术迅猛发展,近年来数值模拟越来越多地用于无人机气动问题解决中[4],针对进排气动力影响研究,可充分结合飞行器进行内外流场一体化耦合数值计算,进行类似于TPS气动数值模拟,这种方法不但周期短、费用低,且非常利于分析和研究流动机理,然后反馈于飞机设计中。文献[5]针对N2B混合翼身布局,结合非结构网格在发动机风扇面和尾喷管排气面给定边界条件进行动力数值模拟;文献[6]采用合适的进排气边界条件,对带有动力的单独涡扇发动机模型和带动力DLR-F6翼身架舱复杂组合体模型进行了数值模拟和分析;文献[7]结合一种涡轮增压发动机进行了无人机推进系统一体化设计;文献[8]则对无人机设计了一种类M形进气口,且进行了推进系统一体化设计与分析,并对单独进气道进行了试验与CFD计算对比。以上研究都对本文提供了很好的参考,本文结合飞翼无人机双发动机布局,基于隐身及保形考虑,进行了进排气设计,并对该进排气系统进行了动力数值模拟及三维流场特性分析研究,为飞翼无人机双发动机布局保形进排气系统设计提供了一定参考。

1 数值模拟方法

针对进排气系统动力风洞试验,不管采用EPES还是TPS方式,同时较好模拟飞行器进排气效应技术还需进一步发展,目前还没有标模可以参考。针对进排气动力数值模拟,本文分别对保形进气道结合部分机身和膨胀尾喷管进行验证,从而验证在发动机进、排气口给定相应边界条件的适定性,检验数值模拟方法的可靠性。

1.1 计算方法

本文利用软件fluent进行数值计算,采用雷诺平均可压缩Navier-Stokes(N-S)方程作为控制方程,并进行有限体积法离散,无黏对流通量采用Roe格式,黏性通量采用二阶中心差分格式。文献[9]利用不同湍流模型对带有S弯扩压器模型进行数值模拟及实验对比,得出k-ω SST(Shear Stress Transport)两方程湍流模型对分离的模拟精度更高,因而本文计算采用k-ω SST湍流模型。

1.2 保形进气道数值模拟方法验证

为验证模拟发动机进口边界条件的适定性,采用图1所示保形进气道模型并结合部分机身,基于隐身要求,进口截面形状保形设计为类梯形,扩压段分为S弯扩压段和直扩压段(纵向偏距为0mm)。其中S弯扩压段采用“缓急相当”[10]的中心线和截面积变化规律,直扩压段也按照缓急相当的面积变化规律进行截面控制,两段扩压段的进口截面和出口截面离散点均按近似等长度对应关系确定管道型面;两段扩压段中间截面由一扁椭圆控制,且其截面面积在喉道截面和出口截面之间按轴向距离线性插值而得。

图 1 保形进气道三维模型及喉道截面示意图

表1给出了保形进气道的主要几何参数,其中D为发动机进口直径。

表 1 保形进气道主要几何设计参数
长度偏距面积比 喉道截面中间椭圆截面
γ1γ2R1/mmR2/mmR3/mm 长轴短轴
4.18D0.438D1.2 753030250500 1.281D0.731D

针对设计的保形进气道模型,在南京航空航天大学NH-1风洞开展了高速风洞吹风试验研究。由于飞翼布局机翼太厚太宽,造成的风洞堵塞比过大,所以在保证试验中充分考虑极限姿态角下机身前体对进气道口面流动固有影响的前提下,将原始机身进行了修形,试验模型缩比比例为1:10.52,高速风洞堵塞比<4.9%。图2给出了保形进气道模型在NH-1风洞照片。图3给出对称面、进气道进口局部及进气道出口网格,由图可知,进口附近、近壁区及型面变化较为剧烈的区域网格均进行了加密,采用半模计算,并使用多块结构网格,总网格量约279万,考虑粘性计算需要,保证近物面Y+1。

图 2 保形进气道模型在NH-1风洞照片
图 3 对称面、进气口局部以及进气道出口网格示意图

仿真选取设计点H=18 km,Ma=0.65,迎角和侧滑角均为0°进行对比。边界条件设置中,将进气道出口截面定义为压力出口(pressure-outlet)边界,基于等熵流动假设,推导在满足发动机匹配工作点(Ma=0.52)时压力参数,本文验证算例给定压力为8 180 Pa。图4给出了仿真和试验获得的进气道上、下壁面静压分布对比,由图可知,数值计算结果趋势和数值与实验结果都较吻合,能够较好捕捉进气道内流流动情况。

图 4 仿真和实验进气道上、下壁面静压分布

图5给出仿真和实验进气道出口截面总压恢复对比图,由图可知,仿真能较好地预测出口截面上、下底较大及侧面较小的低总压区。按照流量加权平均值计算,出口截面仿真总压恢复系数为0.981 9,Ma=0.521 3,而发动机要求的匹配点为Ma=0.52,实验所得总压恢复系数0.981,仿真与试验结果数值较吻合。从而表明所采用的数值模拟方法可以作为研究进气道复杂流动的有效工具,且模拟发动机进口边界条件是适定的。

图 5 仿真和试验进气道出口截面总压恢复对比
1.3 膨胀尾喷管数值模拟方法验证

为验证模拟发动机出口边界条件的适定性,选取了一种过膨胀单边膨胀喷管作为基准试验模型[11],验证过程及对比可参考文献[12],结果表明了数值模拟方法及发动机出口边界条件的设定是可靠的,能够作为研究尾喷管的有效方法。

2 计算数学模型 2.1 飞翼无人机进排气计算模型

图6所示为飞翼无人机进排气模型结合部分机身局部示意图。基于所选国产发动机动力参数所限,飞翼无人机采用双发动机布局,基于隐身及保形设计要求,不破坏原翼身光滑表面,设计了一种矩形进口形状进气道;进气道出口由发动机进口尺寸而定,其出、进口面积比为1.2,进口面积为0.353 m2;进气道中心线和截面积变化规律趋于“缓急相当”和“前急后缓”[10]。尾喷管进口即发动机出口,本文设计一种圆矩形尾喷管,其出、进口面积比也为1.2,尾喷管的详细建模及相关参数如文献[12]所述。

图 6 飞翼无人机进排气计算模型局部示意图
2.2 计算边界条件及性能参数

本文进排气动力数值模拟边界条件在文献[12]进行了详细阐述,采用总压恢复系数σ、总压畸变指数DC(60)及轴向推力系数Cfx[12]对进气道和尾喷管流场特性进行定量评价,其定义如下:

式中,p0*为来流总压,p1*为进气道出口截面流量加权平均总压,p*1,min60为出口截面任意60°扇形流量加权平均总压最小值,p1,i*、ΔA1,iq1,i分别为第i个网格单元总压、面积和流量函数,n为网格单元总数。 3 计算结果与分析 3.1 纵向气动特性分析

图7所示为飞翼无人机带有进排气系统模型不同马赫数下纵向气动特性对比曲线,并在巡航Ma=0.6时与干净构型对比,图标中Fw-Clean表示干净构型,Fw-IO表示进排气模型。由图可知,Ma=0.6下进排气模型相比干净构型,线性段迎角4°前升力略减且阻力略增,升阻特性略降,而进入非线性段后升阻特性下降较快,尤其表现在阻力增加较大;且由图7d)可知,进排气系统对于无人机纵向俯仰力矩特性影响较大,明显表现在迎角6°后,无人机仍处于静稳定状态,改善了干净构型时进入非线性段而转为静不稳定状态的特性。而对于进排气模型,随着马赫数的增加,无人机升阻特性有所下降,尤其表现在Ma=0.7时,随着激波强度的增强,进排气效应对于翼面的干扰作用更强;总体来说,Ma=0.5与Ma=0.6升阻特性与俯仰力矩特性规律相似,大迎角下的静不稳定特性都有所改善,而在Ma=0.7时,力矩特性还稍有恶化。

图 7 纵向宏观气动特性数据对比

图8给出飞翼无人机Ma=0.6下迎角6°时展向6%位置(进排气口位置向翼尖方向约0.3 m)压力系数分布图。由图可知,干净构型剖面后缘附近上翼面压力大于下翼面,产生一定的负升力和抬头力矩,这是使用反弯翼型后压强分布的典型特征;耦合进排气系统后,截面中段上翼面压力明显减小,而后段压力又明显升高,这主要由于较高流速喷流遇到外场低速气流形成较大的逆压梯度,边界层厚度迅速增加,导致了流动的分离,逆压阻滞作用使得流速减小甚至形成回流,并在尾喷口上方形成越来越大的漩涡,并且伴有喷流的体积效应;进排气喷流效应明显影响了附近翼面压力变化,截面前段升力减小而后段升力增加,进而会产生一个明显的低头力矩,因而能在大迎角下极大地改善无人机俯仰力矩特性。

图 8 迎角6°下压力系数分布图(展向6%位置)
3.2 进排气流场特性

进排气系统内流特性与发动机工作特性息息相关,是飞机设计必须充分关注的。本文重点关注巡航状态下进排气内流特性(若未特殊说明,均指巡航状态Ma=0.6和迎角2°),图9所示进气道截面总压恢复与流线分布,由图9a)可知,进气道出口截面右侧形成了2个明显低总压区,其主要是由于隐身和保形设计形成的进口截面形状为多边形(本文称为矩形进气口),向圆形出口过渡时,在进口右侧沿流向存在一定的宽度收缩,导致入口右侧进气流受到收缩壁面的阻滞而形成局部高压,并会导致指向进气道中心截面的横向压力梯度,在该横向压力梯度驱动下,左侧壁面气流一部分向中上部偏转,一部分向中下部偏转,且均带有一定的自旋,形成了较强的二次流和附面层堆积,之后又经过了进气道第二弯离心力作用,进一步导致了气流的不均匀,最终形成了出口截面的2个低总压区。由图9b)可知,进气道入口附近流线沿展向存在略微偏折,入口右侧也形成少量低能气流,存在一定的横向流动特征,这种特征与二次流和低总压区是相对应的,但沿程气流仍明显较顺畅,未出现流动分离等现象。

图 9 进气道截面总压及流线分布图

图10给出不同马赫数下总压恢复与畸变指数随迎角变化,由图可知,随着马赫数增加,总压恢复系数逐渐减小而畸变指数逐渐增加;Ma=0.5和Ma=0.6下进气道特性规律较相似,在小迎角下保持较好性能,只在大迎角时稍有恶化,而Ma=0.7时,在迎角4°时进气道特性即有较大恶化,在进气道设计时给予关注和考虑。

图 10 进气道总压恢复与畸变指数随迎角变化曲线

图11所示为巡航状态下尾喷管展向及法向(垂直展向与弦向)50%位置截面马赫数分布,由图11a)可知,由于喷管先略微扩张,气流先膨胀加速,而后喷管上型面收缩致使气流被压缩,并在下型面离发动机喷口不远处形成一道弱激波,激波的根部发生激波/边界层干扰,使得边界层厚度有所增加,但由于激波较弱,边界层厚度增加较缓,因而并未引发边界层分离,继而再膨胀调整后缘压力,并缓慢地压缩到外流场。喷流暴露在外流场后,与机身上下翼面气流具有法向相互干扰,受环境压力影响,在喷口上下型面结尾处与外流均形成了沿顺流方向的激波(图中虚线示意),从而导致了喷流剪切层厚度快速增长。由图11b)可知,喷管在此截面沿弦向是略微扩张的,喷流逐渐膨胀加速,在喷管左右型面结尾处也形成了两道激波,且其方向近似平行顺流方向,并未对喷流有阻滞作用,完全利于喷流的排出。

图 11 尾喷管典型截面马赫数分布图

图12给出不同马赫数下尾喷管轴向推力系数随迎角变化,由图可知,随着马赫数增加,轴向推力系数逐渐增加,且小迎角下变化较缓且保持较高推力系数;相同马赫数下,轴向推力系数随迎角先增后减,迎角8°后尾喷管推力特性才逐渐稍差。

图 12 尾喷管轴向推力系数随迎角变化

图13给出进排气模型典型截面(进排气口展向50%位置)湍动能分布,由图可知,进气道上型面转折处及下型面入口处(圆圈示意)湍动能明显增大;尾喷管在喷流入口附近及出口剪切流区均具有较强湍动能,充分反映了推进系统涡流发展情况;机身翼面在上翼面最高点附近及下翼面最低点附近(圆圈示意)发生转捩,湍动能增大。

图 13 进排气模型典型截面湍动能分布图
3.3 侧滑下进排气流场特性

针对本文飞翼无人机双发动机布局,进排气系统左右部分自身是非对称的,因而研究有侧滑下进排气流场特性是相当有必要的。图14给出Ma=0.6及迎角0°时不同侧滑角下进气道截面总压分布,由图14a)可知,受侧滑影响,左进气道(从顺流方向看,下文一样)出口截面左侧、右进气道出口截面上部和右下角出现了明显的低总压区,其中左进气道是由左侧边附近侧边界层内低能流向左侧堆积继而发展至出口所致,而右进气道相似的向右侧堆积并慢慢向上部和右下角发展;再由14b)可知,随着侧滑角增大,左进气道低能流进一步向左上角堆积,而右进气道则向出口上部和下部慢慢汇聚,左、右进气道特性差异越来越大,对此类双发动机布局进气道影响较大。

图 14 不同侧滑角下进气道截面总压分布

图15给出Ma=0.6及迎角0°时侧滑角8°下尾喷管压力分布,由图可知,在此大侧滑角下,左、右喷管压力分布仍基本完全保持对称,压力变化一致,这也表明侧滑角对本文所设计的尾喷管型式影响不大,利于保持较好推力性能。

图 15 侧滑角8°下尾喷管压力分布图

表2给出不同侧滑角下左、右进排气系统性能参数对比,由表可知,相同侧滑角下,左进气道总压恢复相比右进气道略微下降,但是畸变指数增幅较大,与图14中低总压区相对应,而左右尾喷管推力特性基本保持不变;随着侧滑角增大,进气道性能和尾喷管推力特性均有所下降,但进气道明显受侧滑影响更大,尾喷管影响很小,且保持着较高的推力系数。

表 2 不同侧滑角下左右进排气系统性能参数
侧滑角/(°)σ(左)σ(右)DC(60)(左)DC(60)(右)Cfx(左)Cfx(右)
40.974 30.976 20.252 30.201 80.986 40.986 7
80.971 10.973 20.278 90.227 60.985 70.986 1
4 结 论

通过以上研究可得到以下几点结论:

1)飞翼无人机带有进排气系统相比干净构型升阻特性有所下降,不过低马赫数下降幅不大而在高Ma=0.7下升阻特性下降明显;Ma=0.5和Ma=0.6时进排气系统有利于改善俯仰力矩特性,推迟静不稳定现象发生,其主要由于进排气系统影响翼面中后段流动所致,而Ma=0.7时力矩特性改善不明显;

2)巡航状态下保形进气道沿程气流顺畅,总压恢复较高且畸变较小,保形尾喷管保持较高推力性能;随着马赫数增大,进气道总压恢复下降且畸变指数增加,尾喷管轴向推力系数也逐渐增加,但在高马赫数0.7下,进气道和尾喷管性能均下降较快;因而,在飞翼无人机双发布局下进排气系统设计时应尽量多考虑飞行包线右边界(高马赫数状态)状态;

3)针对本文飞翼无人机双发动机特殊布局而设计的保形进排气系统,其左右进排气自身具有非对称性,侧滑对保形进气道特性影响较大,而对尾喷管特性影响不大,且尾喷管一直保持较高推力性能;进排气系统设计时应重点关注进气道侧滑影响;

4)综合以上几点,本文针对飞翼无人机双发动机布局设计的保形进排气系统在设计点具有较高性能,满足使用要求,而为了获得最优的气动性能和流场特性,应结合大迎角和高马赫数状态进行进一步优化设计。

参考文献
[1] 郝卫东. 高速风洞发动机进排气气动模拟试验技术[J]. 北京航空航天大学学报,2005,31(4):459-463 Hao Weidong. Simulated Test Technique for Engine Air Intake and Exhaust in High Speed Wind Tunnel[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2005, 31(4): 459-463 (in Chinese)
Cited By in Cnki (9)
[2] 郁新华,陶于金,张琳. 飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究[J]. 空气动力学报,2013,31(4):494-497 Yu Xinhua, Tao Yujin, Zhang Lin. Wind Tunnel Experimental Research on Effect of Air Intake and Exhaust on the Aerodynamic Performance of Flying Wing UAV[J]. Acta Aerodynamic Sinica,2013,31(4):494-497 (in Chinese)
Cited By in Cnki (1)
[3] 郁新华,陶于金,师小娟.进排气效应对飞翼布局无人机气动特性的影响[J]. 飞行力学,2011,29(5):18-21 Yu Xinhua, Tao Yujin, Shi Xiaojuan. Effect of Engine Air Intake and Exhaust on the Aerodynamic Performance of the UAV[J]. Flight Dynamics, 2011,29(5):18-21 (in Chinese)
Click to display the text
[4] Michael Atkinson. A Computational Fluid Dynamics Investigation of the 1303 UCAV Configuration with Deployable Road Vortex Flaps[R]. AIAA-2006-0126
[5] Kim Hyoungjin, Liou Mengsing. Flow Simulation of N2B Hybrid Wing Body Configuration[R]. AIAA-2012-0838
Click to display the text
[6] 谭兆光,陈迎春. 机体/动力装置一体化分析中的动力影响效应数值模拟[J]. 航空动力学报,2009,8(8):1766-1772 Tan Zhaoguang, Chen Yingchun. Numerical Simulation Method for the Powered Effects in Airframe/Propulsion Integration Analysis[J]. Journal of Aerospace Power, 2009,8(8):1766-1772 (in Chinese)
Cited By in Cnki (14) | Click to display the text
[7] Collie W V, Burgun R, Heinzen S N, et al. Advanced Propulsion System Design and Integration for a Turbojet Powered Unmanned Aerial Vehicle[R]. AIAA-2003-415
Click to display the text
[8] Marlene Johansson. Propulsion Integration in an UAV[R]. AIAA-2006-2834
Click to display the text
[9] Lee B J, Kim C. Automated Design Methodology of Turbulent Internal Flow Using Discrete Adjoint Formulation[J]. Aerospace Science and Technology, 2007, 11(2): 163-173
Click to display the text
[10] Lee C C. Subsonic Diffuser Design and Performance for Advanced Fighter Aircraft[R]. AIAA-1985-3073
Click to display the text
[11] 谭杰,金捷,杜刚,等. 过膨胀单边膨胀喷管试验和数值模拟[J]. 推进技术,2009,30(3):292-296 Tan Jie, Jin Jie, Du Gang, et al. Experimental and Computational Investigation of a Over-Expanded Single-Expansion-Ramp-Nozzle[J]. Journal of Propulsion Technology, 2009,30(3):292-296 (in Chinese)
Cited By in Cnki (13) | Click to display the text
[12] 张乐,周洲,李盈盈,等. 飞翼无人机保形非对称尾喷管设计及流场特性[J]. 西北工业大学学报,2014,32(5):667-674 Zhang Le, Zhou Zhou, Li Yingying, et al. Conformal Asymmetry Nozzle Design and Flow Field Characteristics of Flying Wing Unmanned Aerial Vehicle[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University,2014,32(5):667-674 (in Chinese)
Cited By in Cnki (1)
Numerical Simulation of Power and Flow Field Characteristics of Conformal Intake and Exhaust for Flying Wing Unmanned Aerial Vehicle
Zhang Le, Zhou Zhou, Xu Xiaoping, Wang Hongbo     
National Key Laboratory of Science and Technology on UAV, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China
Abstract: Using computational fluid dynamics (CFD) method, we performed numerical simulations on the wind tunnel test model of conformal inlet and expansion nozzle; they were aimed at verifying the reliability of the boundary conditions on power simulation. Keeping in mind the stealth and conformal requirements of twin-engine flying wing UAV, we designed a S-shaped inlet with rectangular intake and a circular-rectangle nozzle. And then numerical simulation was carried out on the intake and exhaust system, and it was also applied to studying the aerodynamic performance of UAV and three-dimensional flow field characteristics of the intake and exhaust. Results and their analysis indicate:(1)the lift/drag characteristic of flying wing UAV declines when adopting the intake and exhaust, but it can be used to improve the longitudinal moment characteristic under the low Mach number 0.5 and 0.6;(2)with increasing Mach number, the total pressure recovery coefficient decreases and the distortion coefficient increases, while the axial thrust coefficient increases and the thrust performance remains relatively satisfactory; the inlet performance decreases rapidly at the high Mach number 0.7;so we should pay more attention to the right border of the flight envelope in the design;(3)the sideslip angle exerts greater influence on the inlet performance, while the thrust performance of nozzle is less affected;so we also should pay more attention to the impact of sideslip angle on inlet.
Key words: angle of attack     boundary conditions     computational fluid dynamics     computer simulation     design     exhaust systems     experiments     flight envelopes     flow fields     flow rate     inlet flow     intake systems     lift drag ratio     Mach number     mathematical models     mesh generation     Navier Stokes equations     nozzles     pressure distribution     reliability     schematic diagrams     stealth technology     three dimensional     turbulence models     unmanned aerial vehicles(UAV)     axial thrust coefficient     conformal inlet     distortion coefficient     expansion nozzle     flow field characteristics     flying wing UAV     total pressure recovery coefficient    
西北工业大学主办。
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张乐, 周洲, 许晓平, 王红波
Zhang Le, Zhou Zhou, Xu Xiaoping, Wang Hongbo
飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析
Numerical Simulation of Power and Flow Field Characteristics of Conformal Intake and Exhaust for Flying Wing Unmanned Aerial Vehicle
西北工业大学学报, 2015, 33(3): 353-360
Journal of Northwestern Polytechnical University, 2015, 33(3): 353-360.

文章历史

收稿日期: 2014-10-28

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