本文關(guān)鍵詞：用于內(nèi)并聯(lián)TBCC的變幾何二元式進氣道設(shè)計及氣動研究　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】：基于二元進氣道設(shè)計的變幾何TBCC進氣系統(tǒng)具有幾何結(jié)構(gòu)簡單,變幾何結(jié)構(gòu)易于控制且容易實現(xiàn),與飛行器容易實現(xiàn)一體化設(shè)計,具有很好的工程應(yīng)用前景。本文針對寬馬赫數(shù)范圍工作的二元TBCC進氣道的變幾何結(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變幾何進氣道。進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)實現(xiàn)模態(tài)的轉(zhuǎn)換。選取幾個典型的來流馬赫數(shù),改變進氣道幾何構(gòu)型,通過數(shù)值模擬獲得變幾何進氣道各工況性能變化。1)為了設(shè)計適于最高馬赫數(shù)4.0的TBCC進氣道的二元進氣道,對二元混壓式進氣道的唇口角度與總偏轉(zhuǎn)角進行研究。二元進氣道唇口角度過小會使得唇口激波太強,會引起進氣道不起動,唇口激波過大又會使得唇罩阻力過大,也不利于變幾何進氣道內(nèi)收縮段設(shè)計;在相同收縮比時,外壓段總角度越大,外壓收縮比越大,此時氣流的壓縮程度更厲害,但總壓損失嚴重;2)本文設(shè)計了一種幾何型面光滑的TBCC進氣道。變幾何型面結(jié)構(gòu)有五個可動部件,一個作動機構(gòu),作動機構(gòu)通過垂直運動來調(diào)節(jié)進氣道的內(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)計要求;3)通過對進氣道進行三維數(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,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)計狀態(tài)(M∞=4.0)時,進氣道流量系數(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,該進氣道都有較好的性能;4)在沖壓模態(tài)時,沖壓通道中會出現(xiàn)一定的分離,因此在結(jié)尾激附近進行開縫抽吸。本文研究了三種抽吸方式,其中結(jié)尾激波后抽吸對流場影響最大,由于波后排出低能流多,擴張段內(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)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V211.48

【參考文獻】

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1 Guy Norris;溫杰;;臭鼬工廠透露SR-71后繼機計劃[J];國際航空;2013年11期

2 李航;李博;;二元高超聲速進氣道的內(nèi)壓段設(shè)計[J];航空動力學(xué)報;2013年06期

3 張曉嘉;梁德旺;黃國平;;二元高超聲速進氣道內(nèi)壓縮通道/隔離段曲面構(gòu)型[J];推進技術(shù);2008年01期

4 謝旅榮;郭榮偉;;一種定幾何混壓式二元進氣道的再起動特性研究[J];航空動力學(xué)報;2008年02期

5 黎明,宋文艷,賀偉;高超聲速二維混壓式前體/進氣道設(shè)計方法研究[J];航空動力學(xué)報;2004年04期

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本文編號：1322372