【技术实现步骤摘要】
一种基于流体振荡器的S形进气道旋流畸变流动控制装置
本专利技术属于航空发动机进气道流动分离控制领域,设计一种基于流体振荡器的S形进气道旋流畸变流动控制装置。
技术介绍
S形进气道是一种可以对发动机叶片进行有效遮蔽,降低雷达散射面积,从而可以大大提高飞行器隐身性能的气动部件,并且S形进气道易于与机身融合,在众多隐身飞机、无人机、巡航导弹上得到了广泛应用。然而,由于其独特的构造,在大曲率弯曲段受离心力、强逆压梯度产生流动分离现象。流动分离会导致进气道出口截面总压恢复系数下降、总压畸变指数增加,不利于发动机的稳定工作。并且气流在管道内横向和纵向压力梯度的共同作用下还会诱导出严重的二次旋流,二次旋流呈现出典型的对涡结构:在第一弯曲段,内弯段的流体因管道突然扩张而产生了较高的加速度并最终形成较大流速,压力随之下降,边界层附近的低速流体开始向管道内部移动以平衡压力;同时,在离心力的作用下,中心区主流被推向管道外弯段。在二者的共同作用下最终形成了一对旋向相反的涡结构。典型的S形进气道具有两个弯曲段,这就产生了两个旋转方向正好相反的对涡结构。对涡结构会在进气道出口产生较大的压力畸变,使发动机性能恶化,甚至可能引起压气机喘振或熄火。目前针对S形进气道的流动分离和二次旋流问题,已经发展了多种流动控制方法,如:叶片式涡流发生器、吹气/吸气等方法。然而,尽管上述的控制方法可以在某些状态下取得较好的控制效果,但其控制范围有限,无法根据工作状态调整激励,因此必须发展使用范围更广、更高效的控制方法。
技术实现思路
为解 ...
【技术保护点】
1.一种基于流体振荡器的S形进气道旋流畸变流动控制装置,其特征在于:包括S形进气道唇口(1)、入口稳定段(2)、流体振荡器(3)、弯曲段(4)、出口稳定段(5)、流体振荡器入口(6)、流体振荡器混合腔(7)、流体振荡器反馈通道(8)、流体振荡器出口(9)、(10)、及出口振荡射流(11);流体振荡器安装在进气道入口稳定段(2)内,通过流体振荡器出口(10)的振荡射流与来自入口稳定段(2)气流相互作用诱导出旋涡来控制进气道内的流动分离及二次旋流。/n
【技术特征摘要】
1.一种基于流体振荡器的S形进气道旋流畸变流动控制装置,其特征在于:包括S形进气道唇口(1)、入口稳定段(2)、流体振荡器(3)、弯曲段(4)、出口稳定段(5)、流体振荡器入口(6)、流体振荡器混合腔(7)、流体振荡器反馈通道(8)、流体振荡器出口(9)、(10)、及出口振荡射流(11);流体振荡器安装在进气道入口稳定段(2)内,通过流体振荡器出口(10)的振荡射流与来自入口稳定段(2)气流相互作用诱导出旋涡来控制进气道内的流动分离及二次旋流。
2.根据权利要求1所述的旋流畸变流动控制装置,其特征在于:流体振荡器(3)安装在弯曲段(4)和入口稳定段(2)之间,以入口稳定段(2)的中心面对称分布,流体振荡器分布位置以及安装数目均单独可调。
3.根据权利要求2所述的旋流畸变流动控制装置,其特征在于:振荡射流(11)从流体振荡器出口(9)流出,与来自入口稳定段(2)气流相互作用,由于射流与入口稳定段(2)气流存在速度差剪切出流向旋涡,然后旋涡向弯曲段(4)发展,并与弯曲段(4)的低能流掺混以抑制...
【专利技术属性】
技术研发人员:黄河峡,马志明,林正康,李灿民,陈诚,谭慧俊,
申请(专利权)人:南京航空航天大学,
类型:发明
国别省市:江苏;32
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