可调唇口改善大攻角下S弯进气道内部压力场的实验研究.doc

可调唇口改善大攻角下S弯进气道内部压力场的实验研究 第 11 卷 第 4 期111 14 航空动力学报V o lN o 1996 1996 年10 月O c t. Journa l of A ero spa ce Power 弯可调唇口改善大攻角下 S 3 进气道内部压力场的实验研究 3 3 上海大学南京航空航天大学 翁培奋郭荣伟 【摘要】 实验研究了可调唇口对大攻角下 弯进气道内气流压力场的作用。在攻角从 0到? 80、?唇 S 口角从 0到? 50的实验条件?下, 分别测量了 弯进气道的 4 个壁面沿程静压以及管道出口截面静 S 压。结果表明: 如果没有可调唇口技术, 随着攻角增大, 弯进气道内的压力会大大减小。可调唇口S 大大地提高了进气道压力, 改善了进气道的预扩压性能。 主题词: 发动机进气道 流场畸变场 流控技术 分类号: 171228V 1, 2 以往研究主要涉及小攻角情况下的 弯进气道气流流动及其控制问题。以往流动抑制 S 2 措施, 不是局部改善由于管道弯曲造成的气流分离, 就是局部改善了小攻角下的旋流流 1 动。文献3用一种自动可调叶片控制 60攻角下? 弯进气道内的旋流流动, 但是总压有一定 S 损失。开展对大攻角下改善 弯进气道内恶劣气流品质的研究, 谋求以较小代价取得更有效结 S 果显得迫切重要。 本文就可调唇口改善大攻角下 弯进气道内的气流压力场进行了详细实验 S 研究, 为进气道研究与设计提供参考依据。 1 实验模型和内容4使用矩形截面 弯扩压器S , 模型内壁面 取近机身侧, 外壁面为远机身侧, 实验模型相 当于飞机左舷进气道。 实验气流来自一出口 尺寸为 300 ×300 的射流风洞, 模型 mm mm 进气口置于射流核心区, 下游出口连接抽吸 系统, 改变攻角时保证自由来流条件不变, 同 时保持与 0攻角相同的管内抽吸?力。由于自 由射流风速小, 不能完全模拟进气道真实情 况, 但做为机理研究仍不失其重要意义。 转动唇口安装在进口分离壁面 的 喉 道 前, 为 系列外形, 以保证与其余 3 个1 N A CA 图 1 可调唇口的形状尺寸 1995 年 9 月收稿; 1996 年 3 月收到修改稿。 3 本文系国家自然科学基金资助项目 ( ) 3 3 上海大学 延长校区力学研究所 200072 壁面前唇口相同几何外形, 图 1 是它的几何尺寸及安装位置。 当唇口调整到某一角度位置时,唇口后缘缝隙处会流入进气气流, 起到补充气流的旁路进气门作用。可转动唇口通过其转轴与 模型内、外壁面连接, 为保证唇口转动时的精度, 消除对气流干扰, 唇口两个端面用金属薄片作 为与模型内表面的相对滑动面, 且使端面与模型内表面之间的间隙距离不大于 015 。不妨 mm 定义唇口贴近下壁面时的位置为 0唇口?角。实验时需要调节如下进气攻角 : 0、?15、?30、?45、?Α 60?、70、?80和唇口角? : 0、?5、?10、?20、?30、?40、?50。?测量了所有攻角下唇口变化后对 弯管道 中气ΒS 流流动特性参数, 包括沿 弯进气道四壁的静压分布、出口截面总、静压场及速度场等。按S 头部和支杆影响曲线确定探针的几何尺寸, 静压探针耙进行过如下标定: 探针置于一射流风洞 出口核心区, 保证来流流动方向和探针轴线平行, 读取 形管相对压力读数, 其值很小, 几乎 U 没有变化, 说明静压探针是基本可靠的。实验在南京航空航天大学进气道实验室低速风洞中完 成。 来流风速约 40 一个大气压静压。?, m s 2 结果讨论 图 2 给出 80攻角时? 弯进气道四壁的沿程压力分布。随攻角增大, 进口气流急剧地压迫 S 上壁迎风面, 使进口附近上下壁间压力梯度特别大。 攻角的增大形成并扩大了下壁面分离区 () 图 2, 明显看出下壁面静压曲线在进口处有一段区域变化缓慢, 反映了分离区的基本特性。 a 结果还表明, 尽管上下壁面之间压差渐渐拉大, 而内、外壁面间的压力梯度反而有所减小, 那是 因为进口分离造成强固体涡旋促进了主流和低能量气流的动量交换。 从图中的静压系数 Cp 值还可看到: 攻角的增大使管道内压力大大降低, 严重影响了进气道预扩压作用。图 2给出了 b ( ) 采取可调唇口技术后沿壁静压分布曲线, 和没有采取改善措施时沿程静压系数比较 图 2, a 发现整个沿程静压系数 值提高了近 110, 这就是说 弯进气道内的压力场得到了显著提 Cp S 高。 可转动唇口由于迎合了来流的进气攻角, 起到了提高扩压器沿程压力的作用。 ()图 2 S 弯进气道沿壁静压系数曲线 Α= 80? 图 3 给出了 80攻角?时 弯进气道出口截面静压系数分布图。 0攻角的进口