基於渦動力學的蛇形進氣道渦控型面設計新概念研究

《基於渦動力學的蛇形進氣道渦控型面設計新概念研究》是依託南京航空航天大學，由謝文忠擔任項目負責人的青年科學基金項目。

基本介紹

• 中文名：基於渦動力學的蛇形進氣道渦控型面設計新概念研究
• 項目類別：青年科學基金項目
• 項目負責人：謝文忠
• 依託單位：南京航空航天大學

項目摘要

採用傳統概念設計的蛇形進氣道總壓恢復係數較低、畸變大的流場特性以及相應流場控制技術的局限性迫切需要探索蛇形進氣道設計新概念並加以研究。本申報書提出了基於渦動力學的蛇形進氣道渦控型面設計新概念，僅依靠氣動型面設計生成與導致氣流分離的旋流方向相反的旋渦流動，重構全局二次流分布，控制邊界層的遷移路徑，從而達到抑制氣流分離的目的。具體利用渦動力學原理和數值模擬研究蛇形內通道三維型面對內流場旋渦形態和強度的影響機理，揭示出蛇形進氣道渦控型面對全局二次流重構和邊界層遷移路徑的作用機制以及氣流分離的抑制機理，確定蛇形進氣道渦控型面的設計原則，並建立參數化設計方法，最後進行可行性實驗驗證。本研究成果不僅對於指導蛇形進氣道內通道氣動型面設計具有重要的理論價值，同時由於渦控型面設計新概念的採用，蛇形進氣道無需添加任何輔助的流場控制措施，因此對於其邁向實用具有重大意義。

結題摘要

傳統方法設計的蛇形進氣道極易發生氣流分離，且流場畸變大、總壓恢復較低。本項目基於渦動力學原理以及旋渦在蛇形內通道的生成與傳輸機理，提出了蛇形進氣道的渦控設計新概念，建立了基於NURBS曲線的蛇形進氣道渦控設計方法，獲得了關鍵設計參數對蛇形進氣道內流場的影響機理和規律，利用數值仿真和高速風洞吹風試驗得到了渦控蛇形進氣道在飛行包線內的流動特徵和氣動性能，結果表明：渦控蛇形進氣道方案在巡航狀態總壓恢復係數σ高達0.962，畸變指數DC60=0.348（實驗結果），具有較高的巡航性能，並且生成的受控旋渦能夠有效抑制整個飛行包線內第二S彎上壁面大範圍氣流分離的發生，這從根本上主要是因為渦控蛇形進氣道通過自身型面的三維彎曲效應生成受控旋渦；沿程脈動壓力特性顯示，氣流分離和高流速均會導致脈動壓力RMS的增加，且在分離區內脈動壓力的功率譜密度的分布存在差異；低流量係數下進氣道內流場及其口面的整體強非定常脈動壓力特性極有可能跟進口分離泡周期性的增長和吞入有關；相比於原型方案，渦控方案在巡航狀態總壓恢復增加了0.42%，而穩態周向畸變指數下降了61.5%，獲得了較高的性能增益，且達到了軍用發動機的工程實用水平；高速風洞吹風實驗結果與數值仿真結果總體上吻合較好，二者均證明本項目提出的蛇形進氣道渦控設計概念正確、渦控設計方法可行，並可望套用於其他急彎曲擴壓器的設計之中。