螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明:在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。

针对CK靶机需要改型升级以提高其机动性能的工程背景,开展进气道气动性能的数值研究和分析。首先在介绍机动飞行所涉及理论知识的基础上,确定了CK靶机进气道气动性能计算所需的飞机姿态和发动机流量等参数;通过分析WP6发动机进气道畸变模拟板试验数据,提炼典型指标作为CK靶机进气道性能评判的依据。之后数值研究了CK靶机的进气道在不同机动状态下的气动特性,得到了出口截面的总压恢复系数和压力畸变指数等。经过研究形成几点结论和建议:CK靶机在正迎角飞行时,进气道具有良好的气动特性,可以满足高机动飞行时发动机的进气需求;在负迎角飞行时,进气道出口的总压损失和压力畸变都急剧增加,不能保证发动机的稳定工作;在飞机姿态满足的前提下,CK靶机可以使用"额定""修正额定"和"最大"3种发动机状态进行机动飞行。

设计了ＴＪ－１型箭载超声速取样器，给出了ＴＪ－１型取样器模型风洞试验结果，结果表明，该取样器气动性能良好，能够满足等动力学取样的要求。

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析.结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机.