發(fā)布時(shí)間：2021-06-27 12:21

　　隨著全球航空航天事業(yè)的高速發(fā)展,高超聲速飛行器已經(jīng)成為世界上各個(gè)國(guó)家的研究熱點(diǎn),其核心關(guān)鍵技術(shù)是動(dòng)力推進(jìn)技術(shù),由于高超聲速飛行器需要在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作,而單一的動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)均不能滿足這一要求,因此將單一的動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)整合成組合循環(huán)動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)作為高超聲速飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)使其能夠?qū)捤儆蝻w行,近年來,組合動(dòng)力系統(tǒng)中的渦輪基組合動(dòng)力循環(huán)（TBCC）系統(tǒng)成為了組合動(dòng)力技術(shù)的主要發(fā)展方向。本文主要對(duì)基于內(nèi)轉(zhuǎn)式的TBCC可調(diào)進(jìn)氣道進(jìn)行了氣動(dòng)設(shè)計(jì)和三維數(shù)值仿真,主要包括能夠?qū)捤儆蚬ぷ鞯母咚偻ǖ涝O(shè)計(jì)、雙通道組合設(shè)計(jì)、三通道組合設(shè)計(jì)以及并聯(lián)方式的設(shè)計(jì)。（1）首先基于壓升規(guī)律為反正切函數(shù)的新型變中心體基準(zhǔn)流場(chǎng),然后通過調(diào)節(jié)該性能優(yōu)良的基準(zhǔn)流場(chǎng)的設(shè)計(jì)參數(shù)來優(yōu)選出性能優(yōu)良且能夠?qū)捤儆蚬ぷ鞯膸Ш?jiǎn)單預(yù)壓縮前體的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道。（2）本文對(duì)一種工作范圍為Ma2-6的外并聯(lián)型TBCC可調(diào)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道進(jìn)行了氣動(dòng)設(shè)計(jì)和三維數(shù)值仿真,得到其工作范圍的流場(chǎng)特征和總體性能參數(shù),并對(duì)其模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進(jìn)氣道總體性能參數(shù)的變化規(guī)律進(jìn)行了研究分析,最后還探索了不同轉(zhuǎn)級(jí)馬赫數(shù)對(duì)其模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的影響。（3）設(shè)計(jì)了一種三通道內(nèi)并聯(lián)型可調(diào)內(nèi)轉(zhuǎn)... 

【文章來源】：南京理工大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：79 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖１．３噴氣式遠(yuǎn)程高空高速偵察機(jī)ＳＲ－７１?圖１．４?ＳＲ－７１軸對(duì)稱進(jìn)氣道激波位置與波系簡(jiǎn)圖??國(guó)內(nèi)的王亞崗［１６］開展了組合動(dòng)力超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)和流量控制技術(shù)的研??

圖１．２ＡＴＲＥＸ軸對(duì)稱進(jìn)氣道簡(jiǎn)圖??在上個(gè)世紀(jì)６０年代，美國(guó)的洛克希德公司研制了一種成功突破熱障的實(shí)用型噴氣??式遠(yuǎn)程高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)ＳＲ－７１，綽號(hào)為“黒鳥”，如圖１．３所示，其動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)就??采用串聯(lián)布局形式的ＴＢＣＣ發(fā)動(dòng)機(jī)，該組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)能使ＳＲ－７１在馬赫３以上持續(xù)巡??航，最高的巡航馬赫數(shù)可達(dá)到馬赫３．２［１２＿１５］，其進(jìn)氣系統(tǒng)使用的是軸對(duì)稱變幾何進(jìn)氣道，??主要由以下幾個(gè)部分組成：一個(gè)可以沿其軸向移動(dòng)的激波錐、可以調(diào)節(jié)的前后旁路活門、??整流罩、激波錐上的多孔式附面層吸除系統(tǒng)和可以控制內(nèi)部激波位置的喉道吸氣系統(tǒng)。??該進(jìn)氣系統(tǒng)可以根據(jù)飛行器處于不同的飛行狀況來調(diào)節(jié)激波錐在其軸向的位置來達(dá)到??使得ＴＢＣＣ發(fā)動(dòng)機(jī)能獲得最優(yōu)品質(zhì)氣流的目的，其進(jìn)氣道激波位置與波系簡(jiǎn)圖如圖１．４??所示。??ＭＸ??ｍｍ、、、、＾＝??圖１．３噴氣式遠(yuǎn)程高空高速偵察機(jī)ＳＲ－７１?圖１．４?ＳＲ－７１軸對(duì)稱進(jìn)氣道激波位置與波系簡(jiǎn)圖??國(guó)內(nèi)的王亞崗［１６］開展了組合動(dòng)力超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)和流量控制技術(shù)的研??究，提出了多種軸對(duì)稱進(jìn)氣道變幾何方案來實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量匹配，然后通過??理論分析的方法和數(shù)值模擬的方法研宄了各種變幾何調(diào)節(jié)方案的可行性，對(duì)比分析了各??種方案的優(yōu)劣。??１．２．２外并聯(lián)型ＴＢＣＣ進(jìn)氣道??美國(guó)的Ｘ４３－Ｂ的組合動(dòng)力方案［１７］的進(jìn)氣道采用的是一種外并聯(lián)型二元可調(diào)進(jìn)氣道，??如圖１．５所示，該ＴＢＣＣ進(jìn)氣道兩個(gè)通道獨(dú)立分開，上面的通道是高速通道，下面的通??道是低速渦輪通道

并聯(lián)型雙模態(tài)ＴＢＣＣ進(jìn)氣道，并初步完成了實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)化的分流板的設(shè)計(jì)工作，最終將??設(shè)計(jì)出的進(jìn)氣道按不同的比例加工成一大一小兩個(gè)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停渲休^小尺寸進(jìn)氣道模態(tài)??轉(zhuǎn)換型（ＩＭＸ）在格林研宄中心的超音速風(fēng)洞進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研宄［２°－２７］，如圖１．６所示，其??模態(tài)轉(zhuǎn)換的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明進(jìn)氣道在保持較高氣動(dòng)特性的同時(shí)還具備高性能的模態(tài)轉(zhuǎn)換??能力。?＿??Ｒａｉｒ＾！?／?Ｓｏａｍｊｅｔ?Ｃｃｗｌ?Ｅｎｇｉｎｅ?Ｆａｃｅ??ＲｉＭｎｊｅｔ?／?Ｓｃｒａｎｊｅｔ?Ｆｔｏｗｐａｔｔｉ?＼?｜??ＳｐｌｉｄｅｒＣｗＭ?ＳｉｄｅｗａＪｌ?＼?—??ＬｅａａｉｎｇＥｄｇｅ?＼??圖１．６小尺寸進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換型（ＩＭＸ）的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ??國(guó)內(nèi)南航袁化成等人［２８］開展了一種設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為Ｍａ７的外并聯(lián)型二元ＴＢＣＣ進(jìn)氣??道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的研究，其進(jìn)氣道物理模型如圖１．７所示，并采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)及非定??常數(shù)值方法對(duì)其模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進(jìn)行了研究，分析了進(jìn)氣道在模態(tài)轉(zhuǎn)化過程中的氣動(dòng)特性??和模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)間對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響，最后結(jié)果表明在低速唇口旋轉(zhuǎn)角度相同的條??件下

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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[4]典型飛行剖面下變幾何TBCC特性研究[D]. 田澤.南京航空航天大學(xué) 2014
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