中文摘要：

采用传统概念设计的蛇形进气道总压恢复系数较低、畸变大的流场特性以及相应流场控制技术的局限性迫切需要探索蛇形进气道设计新概念并加以研究。本申报书提出了基于涡动力学的蛇形进气道涡控型面设计新概念，仅依靠气动型面设计生成与导致气流分离的旋流方向相反的旋涡流动，重构全局二次流分布，控制边界层的迁移路径，从而达到抑制气流分离的目的。具体利用涡动力学原理和数值模拟研究蛇形内通道三维型面对内流场旋涡形态和强度的影响机理，揭示出蛇形进气道涡控型面对全局二次流重构和边界层迁移路径的作用机制以及气流分离的抑制机理，确定蛇形进气道涡控型面的设计原则，并建立参数化设计方法，最后进行可行性实验验证。本研究成果不仅对于指导蛇形进气道内通道气动型面设计具有重要的理论价值，同时由于涡控型面设计新概念的采用，蛇形进气道无需添加任何辅助的流场控制措施，因此对于其迈向实用具有重大意义。

结论摘要：

传统方法设计的蛇形进气道极易发生气流分离，且流场畸变大、总压恢复较低。本项目基于涡动力学原理以及旋涡在蛇形内通道的生成与传输机理，提出了蛇形进气道的涡控设计新概念，建立了基于NURBS曲线的蛇形进气道涡控设计方法，获得了关键设计参数对蛇形进气道内流场的影响机理和规律，利用数值仿真和高速风洞吹风试验得到了涡控蛇形进气道在飞行包线内的流动特征和气动性能，结果表明涡控蛇形进气道方案在巡航状态总压恢复系数σ高达0.962，畸变指数DC60=0.348（实验结果），具有较高的巡航性能，并且生成的受控旋涡能够有效抑制整个飞行包线内第二S弯上壁面大范围气流分离的发生，这从根本上主要是因为涡控蛇形进气道通过自身型面的三维弯曲效应生成受控旋涡；沿程脉动压力特性显示，气流分离和高流速均会导致脉动压力RMS的增加，且在分离区内脉动压力的功率谱密度的分布存在差异；低流量系数下进气道内流场及其口面的整体强非定常脉动压力特性极有可能跟进口分离泡周期性的增长和吞入有关；相比于原型方案，涡控方案在巡航状态总压恢复增加了0.42%，而稳态周向畸变指数下降了61.5%，获得了较高的性能增益，且达到了军用发动机的工程实用水平；高速风洞吹风实验结果与数值仿真结果总体上吻合较好，二者均证明本项目提出的蛇形进气道涡控设计概念正确、涡控设计方法可行，并可望应用于其他急弯曲扩压器的设计之中。