本文關(guān)鍵詞：進(jìn)氣角度對蚌式進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)相容性的影響

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【摘要】：通過飛行試驗(yàn)研究了蚌式進(jìn)氣道在不同飛行條件下的內(nèi)部流場特點(diǎn)。研究表明,當(dāng)飛機(jī)迎角增大時(shí),鼓包表面對前機(jī)身來流附面層的吹除效果增強(qiáng),同時(shí)鼓包后方由于流道彎曲產(chǎn)生的流動分離得到抑制,使得發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作裕度提高;而側(cè)滑會導(dǎo)致鼓包左右兩側(cè)附面層吹除效果出現(xiàn)顯著差異,從而使得下游進(jìn)氣道內(nèi)流體順著從鼓包迎風(fēng)側(cè)指向背風(fēng)側(cè)的方向偏轉(zhuǎn),進(jìn)而對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度產(chǎn)生影響。
【作者單位】： 中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動機(jī)所;
【關(guān)鍵詞】： 蚌式進(jìn)氣道 穩(wěn)定裕度 乘波體 附面層吹除 進(jìn)氣道旋流 航空發(fā)動機(jī) 飛行試驗(yàn)
【分類號】：V211.48;V231
【正文快照】： 1引言蚌式進(jìn)氣道是一種依據(jù)乘波體理論[1]設(shè)計(jì)的無附面層隔道超聲速進(jìn)氣道(簡稱DSI)。該進(jìn)氣道理念最早在20世紀(jì)90年代由洛克希德·馬丁公司提出,并在F-16試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證[2],隨后應(yīng)用在X-35驗(yàn)證機(jī)上,在F-35戰(zhàn)斗機(jī)上得到了成功應(yīng)用。超聲速飛機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì),需避免，

本文編號：605581