發(fā)布時(shí)間：2017-12-23 04:14

  本文關(guān)鍵詞：用于內(nèi)并聯(lián)TBCC的變幾何二元式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及氣動(dòng)研究　出處：《南京航空航天大學(xué)》2016年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

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【摘要】：基于二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的變幾何TBCC進(jìn)氣系統(tǒng)具有幾何結(jié)構(gòu)簡單,變幾何結(jié)構(gòu)易于控制且容易實(shí)現(xiàn),與飛行器容易實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì),具有很好的工程應(yīng)用前景。本文針對(duì)寬馬赫數(shù)范圍工作的二元TBCC進(jìn)氣道的變幾何結(jié)構(gòu)要求,研究了一種光滑過渡連接的變幾何結(jié)構(gòu)方案,給出了一種簡單、易行且高性能的二元TBCC變幾何進(jìn)氣道。進(jìn)氣道最高工作馬赫數(shù)4.0,在馬赫數(shù)2.5為過渡模態(tài)實(shí)現(xiàn)模態(tài)的轉(zhuǎn)換。選取幾個(gè)典型的來流馬赫數(shù),改變進(jìn)氣道幾何構(gòu)型,通過數(shù)值模擬獲得變幾何進(jìn)氣道各工況性能變化。1)為了設(shè)計(jì)適于最高馬赫數(shù)4.0的TBCC進(jìn)氣道的二元進(jìn)氣道,對(duì)二元混壓式進(jìn)氣道的唇口角度與總偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行研究。二元進(jìn)氣道唇口角度過小會(huì)使得唇口激波太強(qiáng),會(huì)引起進(jìn)氣道不起動(dòng),唇口激波過大又會(huì)使得唇罩阻力過大,也不利于變幾何進(jìn)氣道內(nèi)收縮段設(shè)計(jì);在相同收縮比時(shí),外壓段總角度越大,外壓收縮比越大,此時(shí)氣流的壓縮程度更厲害,但總壓損失嚴(yán)重;2)本文設(shè)計(jì)了一種幾何型面光滑的TBCC進(jìn)氣道。變幾何型面結(jié)構(gòu)有五個(gè)可動(dòng)部件,一個(gè)作動(dòng)機(jī)構(gòu),作動(dòng)機(jī)構(gòu)通過垂直運(yùn)動(dòng)來調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的內(nèi)型面形狀。該變幾何結(jié)構(gòu)既簡單可靠,又在整個(gè)變化過程中保持圓弧光滑過渡,能避免不必要的膨脹,具有優(yōu)秀的性能,滿足變幾何設(shè)計(jì)要求;3)通過對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行三維數(shù)值模擬,研究了沖壓模態(tài)、渦輪模態(tài)以及過渡模態(tài)等一些列馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道的流場結(jié)構(gòu)及性能。沖壓模態(tài)流量系數(shù)較大;渦輪模態(tài)總壓損失較小;過渡模態(tài)時(shí),渦輪通道出口與沖壓通道出口壓比相同,有利于模態(tài)轉(zhuǎn)換。其中設(shè)計(jì)狀態(tài)(M∞=4.0)時(shí),進(jìn)氣道流量系數(shù)為0.895,出口總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)分別為0.521和0.21。在馬赫數(shù)變化時(shí),該進(jìn)氣道都有較好的性能;4)在沖壓模態(tài)時(shí),沖壓通道中會(huì)出現(xiàn)一定的分離,因此在結(jié)尾激附近進(jìn)行開縫抽吸。本文研究了三種抽吸方式,其中結(jié)尾激波后抽吸對(duì)流場影響最大,由于波后排出低能流多,擴(kuò)張段內(nèi)下壁面未出現(xiàn)分離,上壁面出現(xiàn)一定的分離,但出口畸變大幅度減小。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V211.48

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：1322372