內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流場參數(shù)分布不均,為改善該類進氣道的氣動性能,本文采用數(shù)值仿真方法開展了基于型面的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流場重構(gòu)研究。結(jié)果表明:流場重構(gòu)型面中心線對進氣道流場結(jié)構(gòu)及流動特性影響較大,在給定偏距/長度與中心線末端斜率的約束條件下,選取合適的中心線起始角能夠大幅提高進氣道的氣動性能,改善流場參數(shù)分布。與進氣道原型方案相比,流場重構(gòu)型面中心線10°起始角的進氣道方案總壓恢復(fù)系數(shù)、抗反壓能力最大分別提升33.7%、26.4%,自起動馬赫數(shù)下降1.1。隨著流場重構(gòu)型面中心線起始角增大,唇罩激波/側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)的流向渦減弱、流向渦傳輸軌跡向唇罩一側(cè)偏移,低能流向唇罩兩側(cè)遷移趨勢增強。在研究范圍內(nèi),隨著流場重構(gòu)型面中心線起始角增大,隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)先增大后減小,自起動馬赫數(shù)先下降后不變。 

【文章來源】：航空學(xué)報. 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：10 頁

【部分圖文】：

原型進氣道流場結(jié)構(gòu)

圖2給出了基于型面流場重構(gòu)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道構(gòu)型，圖中標示了流場重構(gòu)型面。流場重構(gòu)型面設(shè)計時遵循的約束條件為：在進氣道馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)流場重構(gòu)型面壓縮產(chǎn)生的外壓縮波打入唇罩內(nèi)側(cè)，確保進氣道的流量捕獲特性不變；進氣道總收縮比不變。在上述約束條件下將部分外壓縮面與內(nèi)流道設(shè)計成如圖2所示的流場重構(gòu)型面，該型面與上下游型面相切，且進氣道喉道截面與流場重構(gòu)型面中心線當(dāng)?shù)卮怪�。起始角是中心線型的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)，如圖3所示。本文將受控型面中心線起始點與水平方向的夾角定義為中心線起始角φ；受控型面中心線起點與終點之間的豎直高度為中心線偏距D，水平長度為L，采用D/L表征中心線的無量綱偏距參數(shù)；受控型面中心型線末端與下游型面中心線相切即中心型線末端斜率為0。在上述約束下，采用三次多項式獲得中心型線。

在給定長度L,D/L=0.16條件下，通過改變進氣道中心線起始角度φ，調(diào)整流場重構(gòu)型面的構(gòu)型，研究其對進氣道流動及性能參數(shù)的影響。本文中心線起始角選取φ=7.5°、10°、12.5°、15°、17.5°、20°。1.2 計算方法及校驗

【參考文獻】：
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本文編號：3615649