本文通過(guò)彎曲激波壓縮的方式進(jìn)行二元進(jìn)氣道的反設(shè)計(jì)。同時(shí),為了使進(jìn)氣道能夠在寬范圍內(nèi)有效的工作,探索了一種進(jìn)氣道變幾何方案。首先,在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下,給定壓縮面的壁面壓力分布函數(shù),然后根據(jù)特征線理論反求壁面點(diǎn)坐標(biāo),從而確定進(jìn)氣道壓縮壁面。研究表明,這樣,壓縮面上每一點(diǎn)都產(chǎn)生一道壓縮波,進(jìn)氣道壓縮效率提高。其次,在二維模型下,探究了一種變幾何進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案。研究結(jié)果表明,變幾何進(jìn)氣道性能優(yōu)于定幾何進(jìn)氣道。在轉(zhuǎn)級(jí)馬赫數(shù)下,其相對(duì)流量系數(shù)提升了15.9%,總壓恢復(fù)系數(shù)提升了4%;在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下,變幾何進(jìn)氣道抗反壓能力提升了6.6%。最后,通過(guò)三維模型對(duì)比分析了定/變幾何進(jìn)氣道的流場(chǎng)特性及性能特性。結(jié)果表明,在轉(zhuǎn)級(jí)馬赫數(shù)下,定幾何進(jìn)氣道不能起動(dòng);變幾何進(jìn)氣道在該馬赫數(shù)下可實(shí)現(xiàn)順利起動(dòng);在馬赫數(shù)4時(shí),變幾何進(jìn)氣道性能優(yōu)于定幾何進(jìn)氣道,其總壓恢復(fù)系數(shù)、相對(duì)流量系數(shù)以及抗反壓分別提升了3.9%、10%、14.2%;在馬赫數(shù)4.5時(shí),變幾何進(jìn)氣道性能優(yōu)于定幾何進(jìn)氣道,其總壓恢復(fù)系數(shù)、相對(duì)流量系數(shù)以及抗反壓分別提升了3.6%、9%、28.5%;當(dāng)增大設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí),有利于高馬赫數(shù)工況點(diǎn)進(jìn)氣道性能的提升,但同時(shí)也... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：100 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

飛行時(shí)采用空氣作為氧化劑，固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[1-4]。圖 1.1 固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)于 1913 年第一次提出沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在很長(zhǎng)一段時(shí)間內(nèi)沒(méi)有取得突破沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的概念自提出以來(lái)，美蘇兩國(guó)進(jìn)七十年代是火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)取得突破性進(jìn)展氧推進(jìn)劑研制的進(jìn)展均為固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)，蘇聯(lián)的 SAM-6(如圖 1.2)地空導(dǎo)彈的出色國(guó)對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究的興趣。

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)新型進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與調(diào)節(jié)規(guī)律研究學(xué)的鮑福廷教授在文獻(xiàn)[5]中介紹了固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展歷于導(dǎo)彈的是前蘇聯(lián)，雖然當(dāng)時(shí)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)水平不高，卻開。隨后，法國(guó)、德國(guó)、美國(guó)相繼進(jìn)入到固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研究、實(shí)驗(yàn)的發(fā)展。到二十一世紀(jì)初期，印度、南非等國(guó)家也紛紛加入到固體火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)自上世紀(jì) 50 年代以來(lái)便受到世界各國(guó)的高根據(jù)燃燒方式的不同可分為亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，聲速范圍而未達(dá)到高超聲速，故沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)多選用亞燃沖壓發(fā)動(dòng)動(dòng)機(jī)主要由三部分組成：進(jìn)氣道、燃燒室及尾噴管[6]，如圖 1.3 可大體簡(jiǎn)述如下：飛行器高速飛行時(shí)相對(duì)氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道將氣流攜帶的動(dòng)能轉(zhuǎn)換為壓力能，氣壓和溫度升高后進(jìn)入到發(fā)動(dòng)時(shí)燃?xì)鉁囟妊杆偬岣撸邷厝細(xì)怆S后經(jīng)推出噴管膨脹加速，由噴飛行器飛行。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)研究進(jìn)展[J]. 張堃元.  航空學(xué)報(bào). 2015(01)
[2]二元超音速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與研究[J]. 崔立堃,李卓.  科學(xué)技術(shù)與工程. 2013(27)
[3]高超聲速二元彎曲激波壓縮面反設(shè)計(jì)方法的參數(shù)化研究[J]. 王磊,張堃元,向有志,南向軍,蘇緯儀.  南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2013(04)
[4]基于壁面馬赫數(shù)梯度的高超聲速?gòu)澢げǘS進(jìn)氣道數(shù)值研究[J]. 張林,張堃元,王磊,劉媛.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2013(04)
[5]固沖發(fā)動(dòng)機(jī)與飛航導(dǎo)彈一體化流場(chǎng)數(shù)值模擬[J]. 牛楠,董新剛,霍東興,李璞.  固體火箭技術(shù). 2013(02)
[6]大內(nèi)收縮比二元高超聲速進(jìn)氣道波系配置特性[J]. 張曉嘉,岳連捷,張新宇.  推進(jìn)技術(shù). 2012(04)
[7]固沖發(fā)動(dòng)機(jī)射流控制可調(diào)進(jìn)氣道研究[J]. 馮喜平,林志遠(yuǎn),鄭亞,李進(jìn)賢.  固體火箭技術(shù). 2010(04)
[8]提高固定幾何二元進(jìn)氣道低馬赫數(shù)性能的仿真研究[J]. 駱曉臣,周長(zhǎng)省,鞠玉濤.  推進(jìn)技術(shù). 2010(04)
[9]固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的流量調(diào)節(jié)技術(shù)——流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 何洪慶,陳旭揚(yáng),孫貴寧,虞健.  戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2009(02)
[10]移動(dòng)唇口變收縮比側(cè)壓式進(jìn)氣道反壓特性和自起動(dòng)性能[J]. 潘瑾,張堃元.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2009(01)

博士論文
[1]等熵壓縮波分散交匯的超/高超聲速曲面壓縮系統(tǒng)研究[D]. 張林.南京航空航天大學(xué) 2014
[2]超聲/高超聲速非均勻來(lái)流下曲面壓縮系統(tǒng)研究[D]. 潘瑾.南京航空航天大學(xué) 2011

碩士論文
[1]側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響研究[D]. 張龍冬.南京航空航天大學(xué) 2009
[2]曲面?zhèn)劝鍓嚎s的側(cè)壓式進(jìn)氣道研究[D]. 楊國(guó)亮.南京航空航天大學(xué) 2006
[3]喉道頂板可調(diào)側(cè)壓式進(jìn)氣道初步研究[D]. 陳秋華.南京航空航天大學(xué) 2006



本文編號(hào)：3418709