擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和流場(chǎng)分析

李建華，包曉翔，劉凱，李鋒

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 彩虹無人機(jī)科技有限公司，北京 100074)

擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和流場(chǎng)分析

李建華，包曉翔，劉凱，李鋒

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 彩虹無人機(jī)科技有限公司，北京 100074)

采用擴(kuò)壓式雙S隱身進(jìn)氣道能夠提高飛行器的隱身特性和綜合性能。針對(duì)保形短程、高隱身、大偏距的亞音速隱身無人機(jī)進(jìn)氣道，以保形入口、中間控制面和出口截面為約束并結(jié)合多項(xiàng)式對(duì)中心線和面積、截面形狀進(jìn)行控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)保形進(jìn)口截面形狀和彎曲形式復(fù)雜的雙S隱身進(jìn)氣道的快速設(shè)計(jì)；在此基礎(chǔ)上，研究中心線曲率、面積分布和中間截面形狀等參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。結(jié)果表明：雙S進(jìn)氣道流場(chǎng)特性復(fù)雜，第二S彎處頂部的分離和空間二次渦引發(fā)的流場(chǎng)畸變的綜合控制是設(shè)計(jì)的重點(diǎn)，通過截面參數(shù)約束并結(jié)合多項(xiàng)式能夠?qū)﹄pS進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)品質(zhì)進(jìn)行控制；在中心線曲率、擴(kuò)張角和多項(xiàng)式參數(shù)等配制上應(yīng)該朝利于第二S彎流場(chǎng)穩(wěn)定的方向靠近。

雙S進(jìn)氣道；短程擴(kuò)壓；總壓恢復(fù)系數(shù)；畸變指數(shù)

0 引 言

現(xiàn)代無人飛行器普遍追求外形一體化設(shè)計(jì)、具有簡(jiǎn)單緊湊的結(jié)構(gòu)形式和高電磁隱身性能，為此，其進(jìn)氣道設(shè)計(jì)逐漸趨于非常規(guī)化和多樣化，各種非傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)技術(shù)不斷得到嘗試和應(yīng)用，例如，進(jìn)口與機(jī)身保形[1]、采用超短擴(kuò)壓器、采用大偏距單S形或雙S(蛇形)進(jìn)氣道、無邊界層隔道[2]、狹縫式進(jìn)口[3-4]和背負(fù)式安裝設(shè)計(jì)等。

超短程擴(kuò)壓式S形進(jìn)氣道是隱身飛機(jī)的重點(diǎn)發(fā)展方向之一，采用該形式的進(jìn)氣道，除了能夠提高飛行器的隱身性能外，還有利于減小氣動(dòng)阻力、縮短飛行器的總長(zhǎng)度，使得飛行器更加緊湊、質(zhì)量更輕，從而大幅提高飛行器的綜合性能。然而，S形進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)特性十分復(fù)雜，主要表現(xiàn)在：在大曲率彎曲段，由于存在強(qiáng)逆壓梯度，會(huì)導(dǎo)致出現(xiàn)流動(dòng)分離；嚴(yán)重的橫向流壓力梯度將誘導(dǎo)產(chǎn)生二次流，二次流與管壁附面層相互干擾，繼而可能誘發(fā)脫體渦；由于流動(dòng)分離和二次流及其誘導(dǎo)脫體渦的共同作用，會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的壓力損失和流動(dòng)畸變。

20世紀(jì)70～80年代，國(guó)外就對(duì)S形進(jìn)氣道的流場(chǎng)特性進(jìn)行了廣泛研究。例如，1982年，J.P.Sullivan等[5]對(duì)某S形進(jìn)氣道進(jìn)行流場(chǎng)研究，發(fā)現(xiàn)在進(jìn)氣道第一彎段底部產(chǎn)生了嚴(yán)重的二次流動(dòng)流場(chǎng)，且第一彎段產(chǎn)生的二次流發(fā)展到出口截面處更強(qiáng)；C.C.Lee等[6]在對(duì)S形進(jìn)氣道流場(chǎng)特性深刻理解的基礎(chǔ)上，開展了隱身飛機(jī)短程和大偏距S形隱身進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，提出利用中心線和面積分布規(guī)律來控制分離和二次流特性，結(jié)果表明利用此方法能夠得到滿意的進(jìn)氣道性能。國(guó)內(nèi)對(duì)S形進(jìn)氣道流場(chǎng)特性的研究起步稍晚。20世紀(jì)80年代，林麒等[7]針對(duì)S形進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)特性開展了一系列研究，包括擴(kuò)壓程度、側(cè)偏距、截面形狀等參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響等?？傮w而言，國(guó)內(nèi)大多數(shù)關(guān)于S形隱身進(jìn)氣道的研究均沿用了C.C.Lee等[6]提出的基于渦流控制的設(shè)計(jì)思想。

目前，多數(shù)研究均基于單S形隱身進(jìn)氣道，但受飛機(jī)規(guī)模等因素的限制，考慮對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的遮擋，需要把進(jìn)氣道設(shè)計(jì)成雙S形(蛇形進(jìn)氣道)。研究表明，雙S進(jìn)氣道在大流量條件下分離和摻混嚴(yán)重[8]，故需要對(duì)雙S進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)進(jìn)行流動(dòng)控制。S.Sun等[9]針對(duì)某雙S進(jìn)氣道的試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在氣流分離和截面二次流的共同作用下，進(jìn)氣道出口截面的上方存在較大的低壓區(qū)，其周向畸變高達(dá)11.7%，遠(yuǎn)超過一般發(fā)動(dòng)機(jī)的承受范圍。

本文結(jié)合某型無人機(jī)的基本約束，進(jìn)行雙S隱身進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，在實(shí)現(xiàn)對(duì)保形進(jìn)口截面形狀和彎曲形式復(fù)雜進(jìn)氣道的快速設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，研究中心線曲率、面積分布、中間截面形狀和前后S段長(zhǎng)度分布等參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能影響；通過對(duì)第二S彎頂部分離和空間二次渦的綜合控制提高進(jìn)氣道性能，進(jìn)而完成進(jìn)氣道的初步設(shè)計(jì)。

1 數(shù)值計(jì)算方法及其驗(yàn)證

數(shù)值計(jì)算程序采用有限體積法對(duì)雷諾平均三維Navier-Stokes方程進(jìn)行離散，無黏對(duì)流通量采用Roe格式進(jìn)行裂解，黏性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散。為了能夠準(zhǔn)確模擬進(jìn)氣道的分離流動(dòng)，根據(jù)B.A.Ahribi等[10]對(duì)S形進(jìn)氣道的數(shù)值模擬結(jié)果，湍流模型采用k-ωSST(Shear Stress Transport)模型。為了驗(yàn)證數(shù)值方法的有效性，選用G.J.Harloff等[11]所采用的S形進(jìn)氣道模型進(jìn)行驗(yàn)證，該模型已在ONERA R4MA進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，具有比較完整的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。數(shù)值模擬采用半模，網(wǎng)格數(shù)量約為100萬，根據(jù)文獻(xiàn)[10]的研究結(jié)果，控制第一層網(wǎng)格間距使進(jìn)氣道壁面處最大y+≈1，入口為壓力進(jìn)口邊界(給定總壓和總溫)、出口邊界為壓力出口，調(diào)節(jié)出口壓力使進(jìn)氣道流量與試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵恢?半模質(zhì)量流量為1.213 5 kg/s)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬的對(duì)比如圖1所示，可以看出：CFD數(shù)值模擬的上下壁面壓力分布和試驗(yàn)趨勢(shì)一致，表明本文所采用的數(shù)值方法對(duì)S形進(jìn)氣道進(jìn)行模擬是適用的。

2 設(shè)計(jì)過程及結(jié)果分析

考慮某型無人機(jī)的總體空間約束及其配置動(dòng)力參數(shù)，本文在來流馬赫數(shù)為0.6，飛行高度為10 km環(huán)境下，分析不同中心線曲率、面積分布、中間截面形狀等參數(shù)對(duì)雙S進(jìn)氣道流場(chǎng)特性和性能的影響，進(jìn)而完成對(duì)進(jìn)氣道的初步設(shè)計(jì)。

2.1 設(shè)計(jì)方法和方案描述

無人機(jī)外形一體化及隱身等方面的需求給現(xiàn)有的進(jìn)氣道型面生成方法帶來了極大困難，傳統(tǒng)的皮托式、S 彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法難以完成對(duì)上述復(fù)雜變截面進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，也不便于對(duì)內(nèi)通道沿程的面積規(guī)律、擴(kuò)散角規(guī)律和截面形狀等進(jìn)行分析和控制。因此，亟需對(duì)該類進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行研究，以滿足氣動(dòng)、隱身及總體布局等多方面的約束要求。

國(guó)內(nèi)外對(duì)單S形進(jìn)氣道中心線和面積分布的研究已較為成熟。例如，C.C.Lee等[6]提出S形進(jìn)氣道三條中心線和面積分布的構(gòu)造方法；屠秋野等[12]構(gòu)造了不同的中心線方程以研究其對(duì)流場(chǎng)特性的影響；周慧晨等[3]則利用高階多項(xiàng)式方程實(shí)現(xiàn)了復(fù)雜截面的生成，但其基于入口和出口型面以及構(gòu)造多項(xiàng)式的復(fù)雜型面的設(shè)計(jì)方法仍存在缺陷，對(duì)中間過渡型面的控制偏弱。而現(xiàn)有研究對(duì)雙S進(jìn)氣道約束條件的研究不足。雙S進(jìn)氣道前后S內(nèi)的流場(chǎng)特性差異較大，需要引入新的約束條件并構(gòu)造新的多項(xiàng)式以滿足進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)要求。

本文結(jié)合單S進(jìn)氣道中心線和面積分布的研究成果，在復(fù)雜截面設(shè)計(jì)方法[3]的基礎(chǔ)上，考慮飛機(jī)總體設(shè)計(jì)和隱身要求，引入中間控制截面，并通過調(diào)整中間截面參數(shù)達(dá)到對(duì)中心線、面積分布和截面型面進(jìn)行控制的目的；同時(shí)，將構(gòu)建高階多項(xiàng)式的方法擴(kuò)展到對(duì)復(fù)雜變截面形狀、中心線曲率以及面積分布的綜合控制，能夠快速生成和調(diào)整進(jìn)氣道外形，即把已有的成熟S型進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)拓展到復(fù)雜型面的雙S進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。

具體設(shè)計(jì)方法如下：

(1) 構(gòu)建高階多項(xiàng)式(以五階為例)。

y=Ax5+Bx4+Cx3+Dx2+Ex+F

0≤x=xs/Ls≤1

0≤y=ys/Ys≤1

約束條件由(0,0)、(1,1)、(xm,ym)條件給定，(0,0)、(1,1)分別為入口和出口約束條件，控制點(diǎn)(xm，ym)決定線型的形狀。

根據(jù)流場(chǎng)特性和進(jìn)氣道外形控制的需要，可以構(gòu)造更高階的多項(xiàng)式，對(duì)于階數(shù)大于約束條件的多項(xiàng)式，可以通過給定多項(xiàng)式常數(shù)進(jìn)一步控制曲線的線形，例如，利用不同多項(xiàng)式系數(shù)A得到的線型如圖2所示。

若控制參數(shù)(x,y)不同，則構(gòu)造出的高階多項(xiàng)式對(duì)應(yīng)的物理意義不同，例如，y為垂直位置、面積和截面某點(diǎn)的曲率(x對(duì)應(yīng)為軸向位置坐標(biāo)、中心線位置以及截面的周向位置)，則多項(xiàng)式分別實(shí)現(xiàn)對(duì)中心線、截面面積和截面形狀的控制。利用該方法能夠輕易實(shí)現(xiàn)常規(guī)單S進(jìn)氣道的“前急后緩、前后緩急相當(dāng)以及前緩后急”的中心線曲率和面積分布控制。

針對(duì)截面形狀、面積規(guī)律以及中心線分布的需要，通過應(yīng)用不同曲線階數(shù)和多項(xiàng)式常數(shù)，便可實(shí)現(xiàn)對(duì)截面形狀、面積規(guī)律以及中心線分布的綜合設(shè)計(jì)，可為下一步進(jìn)行進(jìn)氣道性能的分析奠定基礎(chǔ)。復(fù)雜變截面進(jìn)氣道效果圖如圖3所示。

(2) 考慮與氣動(dòng)布局的融合，本文設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道入口形狀為梯形，總體空間約束為進(jìn)氣道的長(zhǎng)度和側(cè)偏距，根據(jù)隱身全遮擋的要求，確定中心線最低點(diǎn)高度的位置。據(jù)此，由中間給定位置截面給出控制點(diǎn)的約束條件；由進(jìn)氣道入口保形截面、中間截面和出口截面的位置、面積和形狀組成約束來控制進(jìn)氣道形狀；通過改變中間截面的參數(shù)并結(jié)合多項(xiàng)式形式完成對(duì)復(fù)雜進(jìn)氣道的綜合設(shè)計(jì)。

通過不同的中間控制截面參數(shù)(如表1所示)生成不同的進(jìn)氣道，本文共完成了六個(gè)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)。表1中，控制點(diǎn)位置表示控制截面所處的軸向位置；控制面面積比表示相對(duì)于入口面積擴(kuò)張的比例，即(Smid-Sin)/(Sout-Sin)；第一/第二S彎側(cè)偏距表示中間截面前/后段S彎對(duì)出口直徑的比值。

表1 進(jìn)氣道參數(shù)分布

2.2 設(shè)計(jì)結(jié)果分析

以無人機(jī)所需最大流量作為計(jì)算要求，對(duì)上述六種進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案進(jìn)行數(shù)值模擬，入口為壓力進(jìn)口邊界(按照高度為10 km，來流馬赫數(shù)為0.6給定總壓和總溫)、出口邊界為壓力出口，調(diào)節(jié)出口壓力使進(jìn)氣道流量與發(fā)動(dòng)機(jī)工作流量一致(本文為20 kg/s)。

采用總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)(含總壓畸變指數(shù)DC60)并結(jié)合流場(chǎng)特性對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行分析。不同方案出口處的總壓分布及表面流線如圖4所示，方案1的對(duì)稱面壓力分布及表面流線如圖5所示，方案5和方案6中間截面的壓力分布如圖6所示。

從圖4～圖6可以看出：

(1) 方案1在第一段S彎的作用下中間截面上下表面存在壓差，最低壓出現(xiàn)在上表面對(duì)稱面處，同時(shí)具有周向壓差，具備類似單S進(jìn)氣道底部出現(xiàn)強(qiáng)對(duì)渦的條件；受到第二段S彎上抬曲率和主流的影響，下游下表面低壓未能使其底部渦進(jìn)一步發(fā)展，反而在上表面因沿流線方向曲線擴(kuò)張而使流速降低，形成低速氣流或分離流，加之周向壓力梯度的存在，側(cè)向氣流向?qū)ΨQ面低速氣流進(jìn)行補(bǔ)充，并在主流作用下向下發(fā)展形成集中渦流，即雙S進(jìn)氣道第二S彎上壁面易產(chǎn)生嚴(yán)重的分離和強(qiáng)集中渦的原因；方案1的對(duì)稱面表面流線雖然具有回流區(qū)，但其流譜和常規(guī)分離流不同，并未形成完整的循環(huán)，而是出現(xiàn)流體“源”不斷發(fā)出，表明在進(jìn)氣道對(duì)稱面的兩側(cè)不斷有流體向此區(qū)域補(bǔ)充。隨著中心線曲率、面積和前后S段長(zhǎng)度分布參數(shù)的改變，進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)也發(fā)生相應(yīng)的改變。

(2) 方案3的第二S段中心線曲率由“前急后緩”變?yōu)椤扒熬徍蠹薄?，使其出口頂部的漩渦得到加強(qiáng)。

(3) 針對(duì)方案1出口頂部漩渦較強(qiáng)導(dǎo)致周向畸變過大，其進(jìn)氣道底部也未像單S進(jìn)氣道那樣發(fā)生分離及強(qiáng)二次渦等問題，通過減小第二S段擴(kuò)張角(相應(yīng)地增大第一S段擴(kuò)張角，改變面積分布)、減小第二S段中心線曲率、同時(shí)減小第一S段側(cè)偏距等方式來改變流場(chǎng)特性，形成方案2、方案4和方案5。相對(duì)于方案1，方案2、方案4和方案5出口頂部的渦流得到改善，總壓恢復(fù)系數(shù)得到提高，周向畸變降低，但方案5底部側(cè)下方出現(xiàn)漩渦流動(dòng)。

(4) 為了進(jìn)一步研究進(jìn)氣道參數(shù)對(duì)流場(chǎng)特性和進(jìn)氣品質(zhì)的影響，中間控制截面由2∶1的橢圓變?yōu)?∶1的橢圓，截面高度變窄對(duì)隱身遮擋更加有利，進(jìn)氣道側(cè)偏距適當(dāng)縮小形成方案6。在中間截面和側(cè)偏距的綜合作用下，方案6的進(jìn)氣道出口頂部的渦流進(jìn)一步改善，同時(shí)底部二次流也進(jìn)一步得到加強(qiáng)。

(5) 雖然方案5和方案6出口截面頂部和底部具有渦共存流場(chǎng)的形態(tài)，但二者的流場(chǎng)特性差異明顯，方案5(包括方案1～方案4)因中間截面上下壓差以及第二S段頂部曲率的影響，形成以進(jìn)氣道頂部漩渦為主的流場(chǎng)形態(tài)，隨著渦強(qiáng)度的減弱，以及中間截面下游底部低壓造成的周向壓差的作用，逐步誘導(dǎo)出底部的二次渦流，形成以頂部為主、底部渦同時(shí)存在流場(chǎng)形態(tài)；方案6由于側(cè)偏距減小等因素，頂部渦流場(chǎng)得到改善，但其截面形狀卻造成上下表面存在壓差的區(qū)域增大、在側(cè)向底面的周向壓差以及前方底角渦流的共同影響下，底部主體渦得到加強(qiáng)，形成以底部二次流為主，頂部和底部渦共存的流場(chǎng)形態(tài)，其形成機(jī)理更接近單S進(jìn)氣道。

不同方案60°角內(nèi)平均總壓分布(質(zhì)量平均)隨周向的分布情況如圖7所示，可以看出：方案1～方案4最低總壓出現(xiàn)在頂部渦流控制區(qū)域，方案5底部二次流逐漸發(fā)展，方案6底部的二次渦已經(jīng)強(qiáng)于頂部，最低總壓也由底部二次渦控制。

單S進(jìn)氣道受曲率和周向壓力的影響，主要在進(jìn)氣道出口底部形成很強(qiáng)的對(duì)渦結(jié)構(gòu)[5]。本文數(shù)值研究結(jié)果表明，雙S進(jìn)氣道和單S進(jìn)氣道的流場(chǎng)特性存在較大差異，在某些參數(shù)匹配下，雙S進(jìn)氣道出口底部仍存在強(qiáng)對(duì)流渦；但受第二段S彎的頂部曲率及周向橫流影響，在進(jìn)氣道頂部會(huì)較易出現(xiàn)分離并形成集中對(duì)流渦，嚴(yán)重時(shí)還會(huì)誘發(fā)二次流，呈現(xiàn)多組對(duì)渦的復(fù)雜流場(chǎng)特性，從而影響進(jìn)氣道性能。

不同方案的性能評(píng)價(jià)結(jié)果如表2所示。

表2 進(jìn)氣道性能計(jì)算結(jié)果

從表2可以看出：雖然初步設(shè)計(jì)方案的進(jìn)氣道均具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，但方案1～方案4由于存在強(qiáng)頂部渦，影響其周向畸變指數(shù)，尤其是方案3畸變指數(shù)(DC60)高達(dá)0.67；方案5在中心線線型、面積分布以及側(cè)偏距等綜合參數(shù)控制下，頂部渦流場(chǎng)情況得到改善，周向畸變指數(shù)降低；方案6在頂部和底部渦共存作用下，周向畸變指數(shù)進(jìn)一步降低，但底部二次渦的增強(qiáng)影響了總壓恢復(fù)系數(shù)。

綜上所述，相對(duì)于單S進(jìn)氣道，雙S隱身進(jìn)氣道的影響參數(shù)更多、流場(chǎng)特性更加復(fù)雜；但單S進(jìn)氣道成熟的基于渦流控制的設(shè)計(jì)思想對(duì)雙S進(jìn)氣道仍適用，利用此方法對(duì)雙S進(jìn)氣道尤其是在第二S彎頂部分離和空間二次渦(包括頂部和底部渦流)的控制上，能夠提高進(jìn)氣道的綜合性能。

3 結(jié) 論

(1) 以進(jìn)氣道保形入口、中間控制截面以及出口的位置、面積和形狀為約束,運(yùn)用多項(xiàng)式對(duì)中心線、面積以及截面形狀設(shè)計(jì)技術(shù)，能夠快速實(shí)現(xiàn)對(duì)保形進(jìn)口截面和彎曲形式復(fù)雜的隱身雙S進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)。

(2) 雙S進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)受影響參數(shù)多，流場(chǎng)特性更加復(fù)雜，通過截面參數(shù)約束并結(jié)合多項(xiàng)式形式對(duì)復(fù)雜進(jìn)氣道綜合設(shè)計(jì)，能對(duì)第二S彎處頂部的分離流和二次流特性進(jìn)行控制。

(3) 第二S彎的存在對(duì)第一S彎流場(chǎng)起到“穩(wěn)定”作用，在中心線曲率、擴(kuò)張角和多項(xiàng)式參數(shù)等配置上可以朝利于第二S彎流場(chǎng)穩(wěn)定的方向靠近。

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(編輯：馬文靜)

Investigation on the Design and Flow Characteristics of Diffusing Double-S Inlets

Li Jianhua, Bao Xiaoxiang, Liu Kai, Li Feng

(Rainbow UAV Technology Co., Ltd., China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

Diffusing double-S inlets are of particular interest in the aircraft design due to their ability of reducing the radar signature and drag. Surface composition of the compact and offset bend double-S inlet can be quickly accomplished with a polynomial central line, along with complex conformal intake, midsection and outlet shape. Six ducts are created and multi-parameters which include centerline curvature, area ratio and middle-cross-sectional shape are analyzed utilizing that method to study their effects on duct performance. Results indicate the approach of a polynomial central line and cross-sectional shape is effective in the double-S inlet design and that there are more complex flow structures in the double-S inlet compared with that in the S-duct inlet. Great emphasis should be placed on the control to the flow separation lying about the second S-bend and flow distortion arose by eddy, those parameters of central line curvature, expansion angle and polynomial should be chosen to beneficial the flow stability of the second S-bend.

double-S inlet; compact diffuser; total pressure recovery; flow distortion index

2017-01-11；

2017-03-25

包曉翔,baoxiaoxiang@foxmail.com

1674-8190(2017)02-219-07

V211.3

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.02.015

李建華(1977-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：無人機(jī)總體、氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

包曉翔(1990-)，男，工程師。主要研究方向：無人機(jī)總體、隱身設(shè)計(jì)。

劉 凱(1979-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：無人機(jī)總體設(shè)計(jì)。

李 鋒(1961-)，男，研究員。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)、飛行器總體設(shè)計(jì)。