附面層吸入式進氣道主動流動控制研究.pdf

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

2、機尾部的氣動布局，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)計了一種附面層吸入式進氣道。通過數(shù)值模擬的方法，對進氣道內(nèi)外流場進行統(tǒng)一求解，探討了飛機的前機身長度和來流馬赫數(shù)對進氣道性能的影響。
　　針對該進氣道吸入大量附面層流體后，總壓恢復(fù)系數(shù)低、流場畸變大的特點，采用了給附面層吹氣和射流式旋渦發(fā)生器兩種主動流動控制方案。通過在S彎進氣道入口附近彎道底

3、部布置多根小管吹氣，以期達(dá)到改善進氣道出口氣流品質(zhì)、抑制旋流、降低進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，討論了這四個參數(shù)對進氣道流場的影響，研究結(jié)果表明：
　　對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。對于旋渦發(fā)生器的方案，其在第一個彎道附近控制效果較好，隨著質(zhì)量流量適當(dāng)增大，