关于S形进气道中的旋流研究

本文给出了具有典型飞机进气道比例的S形管道在不同攻角下,压力分布和旋流的实验结果。为了减小大攻角下的旋流,研究了两种方法:一是通过扰流板改变管道内气流的压力分布,二是通过辅助进气门引入自由流空气,向分离流补充能量。结果表明,在低攻角下旋流很弱并呈现为典型的反向旋转对涡二次流动,而在高攻角下则为一个很强的单涡旋转流动。至于反旋流措施,扰流板的效果最好,通过变化其尺寸不仅能改变旋流方向,而且还可完全消除旋流。本文建议用一个旋流系数,SC_(60),来描述名义发动机进口处的旋流。其值对原设计模型在30°攻角时为0.188,而通过辅助进气门引入自由流空气向分离流补充能量后为0.068,当采用一个0.15倍喉道宽度的扰流板时,旋流系数变为-0.039。本研究使S形进气道中旋流的产生、发展和性质得到进一步的认识。