[发明专利]采用混合流动控制方法的BLI进气道

说明书

本公开提供了一种用于边界层吸入式进气道的混合流动控制装置，该混合流动控制装置包括：涡流发生器，其设置在进气道的底部导流面及侧壁面上，该涡流发生器将位于进气道的底部处的低压区气流向两侧排挤；以及吹气装置，其设置在所述进气道的底部导流面外侧，吹气装置的出口与进气道的内部空间相连通，吹气装置用于向进气道内射入高速气体。本公开还提供了一种采用混合流动控制的边界层吸入式进气道，其包括：进气道主体，其进口形状为双椭圆，出口形状为圆形；以及上述的混合流动控制装置。

技术领域

本公开涉及一种用于边界层吸入式进气道的混合流动控制装置以及一种采用混合流动控制的边界层吸入式进气道。

背景技术

随着航空技术的不断发展，一些新的飞机布局形式逐渐出现在人们视野中，其中翼身融合体(BWB,Blended Wing Body)就是一种具有广泛应用前景的布局形式。翼身融合体设计概念的出发点，是在满足必要容积的前提下有效减少浸润表面积以实现减小摩擦阻力的目的。

翼身融合体飞机通常采用边界层吸入式(boundary layer ingestion,BLI)进气道。与传统的进气道相比，边界层吸入式进气道吸入附面层的同时加速了机身上表面气流，减小了机身上表面压力，从而使飞机升阻比得到提高。除此之外，边界层吸入式进气道还有很多优势，包括降低耗油率、减轻重量、提高军机隐身性能以及减少民机噪声污染等。

采用边界层吸入式进气道会为翼身融合体飞机带来很大的收益，但边界层吸入式进气道大曲率、短扩压的特点会使其内部存在法向和轴向的双重逆压梯度，使得气流在进气道中难以贴服于壁面，从而易发生大尺度流动分离。另外，由于边界层吸入式进气道入口摄入了机身附面层，这部分低能流体更加难以抵抗进气道中的双重逆压梯度，导致边界层吸入式进气道内的大尺度流动分离更加严重。因此，边界层吸入式进气道在带来诸多好处的同时更面临着出口畸变强度大、总压恢复系数低的问题，会对发动机风扇的性能产生严重影响。

因此，采用合适的流动控制方法，有效控制边界层吸入式进气道内部气体的流动，以保证进气道具有较好的气动性能，从而保证边界层吸入式进气道对飞机的整体收益，是飞机/发动机一体化设计的重要问题。

针对上述问题，有研究者使用涡流发生器等装置对进气道内的流动进行被动控制，虽然该类流动控制方法在设计点时能很好地控制流动，但是当偏离设计点时，就无法随之进行调节来匹配当前工况；还有研究者采用微喷气、附面层吹/吸等主动流动控制手段解决这一问题，但主动流动控制需要通过向流场中输入能量来产生适当的扰动进行流动控制，难以形成完备的控制规律，且外部能量摄入较大，控制效率难以保证。

发明内容

为了解决至少一个上述技术问题，本公开提供了一种用于边界层吸入式进气道的混合流动控制装置，该混合流动控制装置包括：涡流发生器，其设置在进气道的底部导流面及侧壁面上，该涡流发生器将位于进气道的底部处的低压区气流向两侧排挤；以及吹气装置，其设置在所述进气道的底部导流面外侧，吹气装置的出口与进气道的内部空间相连通，吹气装置用于向进气道内射入高速气体。

根据本公开的至少一个实施方式，涡流发生器在轴向方向上设置在分离点上游1δ处，该分离点为未施加流动控制时进气道的底部导流面上的流动分离点，δ为进气道吸入的附面层厚度。

根据本公开的另一个实施方式，涡流发生器包括至少一个扰流叶片，该扰流叶片呈矩形，高度为0.2δ，长度为0.4δ，厚度为4毫米。

根据本公开的又一个实施方式，涡流发生器包括均匀设置在底部导流面上的10–12个扰流叶片和设置在两侧壁面上的各2个扰流叶片。

根据本公开的又一个实施方式，扰流叶片与进气道的来流方向夹角为10°–15°。

根据本公开的又一个实施方式，吹气装置在轴向方向上设置在涡流发生器下游1δ处。