基本介紹
- 中文名：附面層吸除
- 外文名：boundary layer suction
- 類型：一種技術措施
- 對象：一般為進氣道
- 作用：減小激波與附面層的干擾影響
- 一級學科：航空科技
簡介,類型,相關試驗研究,
簡介
為了減小進氣道中激波與附面層的干擾影響，改善進氣道性能、流動穩定性和出口流場畸變，通常的辦法是採用附面層吸除技術。目前，國外超聲速飛機進氣道及民用飛機進氣道幾乎都已採用。至於彈用超聲速進氣道，考慮它屬一次性使用，要求進氣系統結構簡單，工作可靠，以往很少採用附面層吸除技術。隨著附面層吸除技術的發展和完善，顯示出它對改善進氣道性能的巨大潛力，彈用進氣道在高馬赫數下工作，也應重視對它的套用。
類型
超聲速進氣道的附面層吸除結構大致有三種：吸除孔、吸除槽縫和吸除風斗。吸除孔一般設定在中心體的錐面或楔面上，在進氣道啟動後，為了穩定結尾正激波系，有時也在喉道區的外罩上設定吸除孔。吸除槽縫和吸除風斗一般設定在進口段的中心錐面上或楔面上。
吸除孔的參數均有相應經驗公式。確定能否有效提高進氣道性能的吸除槽縫和吸除風斗的結構參數、吸除位置和吸除流量比一般需通過試驗解決。這3種吸除結構都以增加阻力作代價來改善進氣道性能。因此，應以最少的吸除流量來獲得進氣道性能綜合改善的最佳效果。通常，在相同的條件下，吸除孔比吸除槽縫的吸除效果差。
相關試驗研究
某研究介紹了在縮尺比為1：10的超聲速飛機軸對稱進氣道幾何喉道附近的中心錐表面上，設定了槽寬為4倍當地附面層厚度的吸除槽縫（圖1）。在自由流馬赫數2.1，攻角0°，以及在相同的結尾激波位置，或相同的尾錐位置，不同的附面層吸除量對進氣道性能影響的初步研究結果。試驗證明，在流量係數φ=0.90~0.94範圍內，附面層吸除量只要用進氣道捕獲流量的1%，進氣道總壓恢復係數可比無附面層吸除時提高4%~5.8%；周向穩態畸變降低10%~54%。
圖1
圖1一個設計馬赫數為3.0的二元超聲速進氣道在自由流馬赫數Ma∞=1.973、2.037、2.293、2.557；攻角α=0°、10°；雷諾數為1.4×106~2.38×106時，實驗研究了不同錐面附面層吸除槽寬度和不同槽出口面積對進氣道性能的影響。實驗結果表明，在自由流馬赫數Ma∞=2.293、2.557；攻角α=0°時，有附面層吸除同無吸除相比，進氣道臨界總壓恢復係數分別提高0.04~0.07，並使亞聲擴壓段進口流場畸變大為改善，氣流分離大大減少，亞聲擴壓段總壓恢復係數由無吸除時的0.9以下提高到有吸除時的0.94以上，在幾何喉道上游設定帶有一定寬度的附面層吸除槽縫，給予合適的吸除流量，實驗發現，由超臨界向亞臨界節流，具有連續的氣動特徵，換言之，結尾激波系隨著反壓逐漸增加而穩定地、連續地經過吸除槽區到達進口唇尖上游，相應的總壓恢復係數變化是連續的。
另一個等熵錐進氣道在喉道區設定了附面層吸除風斗，風斗進口高度為喉道幾何高度的23%(見圖2)。在Ma∞=3.0，α=0°時，進行了等熵錐進氣道有吸除和無吸除的對比實驗。結果表明：有吸除的進氣道臨界總壓恢復係數有明顯提高，無吸除時，臨界總壓恢復係數僅為0.4；而有吸除時，則為0.77。由此看出，高馬赫數(Ma∞≥3.0)飛行的等熵錐進氣道的附面層效應十分突出，如不採用附面層吸除技術，進氣道性能勢必嚴重下降。但是，這個等熵錐進氣道採用的吸除風斗進口高度較大，吸除流量也大，如果把部分吸除流量用於冷卻發動機燃燒室壁面或作其他用途，則這樣的吸除流量也是合適的。
圖2
圖2