附面層吸入式進(jìn)氣道主動(dòng)流動(dòng)控制研究.pdf

1、為滿足未來飛行器的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性目標(biāo)，美國(guó)航空航天局啟動(dòng)了超高效發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究，以降低耗油率、減小噪音和減少NOx排放量。由于翼身融合飛機(jī)相比傳統(tǒng)布局方式的飛機(jī)，具有更大的升力、更小的阻力和更好的經(jīng)濟(jì)性，受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注。有研究表明，對(duì)翼身融合飛機(jī)而言，具有最高燃油效率時(shí)的飛機(jī)進(jìn)氣道有如下幾個(gè)特點(diǎn)：短擴(kuò)壓、進(jìn)口截面類似半圓形、吸入一些附面層流體等。
　　本文對(duì)傳統(tǒng)的S彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了改進(jìn)，以符合進(jìn)氣道安裝在翼身融合飛

2、機(jī)尾部的氣動(dòng)布局，通過選擇緩急相當(dāng)?shù)闹行木€分布規(guī)律和先緩后急再緩的面積分布規(guī)律，以超橢圓方程曲線為輪廓，使用NACA1系列翼型的唇口形式，設(shè)計(jì)了一種附面層吸入式進(jìn)氣道。通過數(shù)值模擬的方法，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行統(tǒng)一求解，探討了飛機(jī)的前機(jī)身長(zhǎng)度和來流馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。
　　針對(duì)該進(jìn)氣道吸入大量附面層流體后，總壓恢復(fù)系數(shù)低、流場(chǎng)畸變大的特點(diǎn)，采用了給附面層吹氣和射流式旋渦發(fā)生器兩種主動(dòng)流動(dòng)控制方案。通過在S彎進(jìn)氣道入口附近彎道底

3、部布置多根小管吹氣，以期達(dá)到改善進(jìn)氣道出口氣流品質(zhì)、抑制旋流、降低進(jìn)氣道出口畸變程度的目的。
　　通過改變小管的吹氣角度、小管安裝的軸向位置、通過小管的射流流量和小管的數(shù)目，討論了這四個(gè)參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)的影響，研究結(jié)果表明：
　　對(duì)于給附面層吹氣的方案，隨著吹氣角度變化，順主流的效果比逆主流的效果好；在不同的質(zhì)量流量情況下，并非質(zhì)量流量越大效果越好。對(duì)于旋渦發(fā)生器的方案，其在第一個(gè)彎道附近控制效果較好，隨著質(zhì)量流量適當(dāng)增大，