【摘要】：典型三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場參數(shù)分布不均且自起動困難。為改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場參數(shù)分布及氣動性能,本文采用數(shù)值仿真方法開展了基于型面流場控制的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流動特性研究,提煉了進(jìn)氣道流動特性的主導(dǎo)氣動因素與關(guān)鍵設(shè)計參數(shù),獲得了相應(yīng)的影響規(guī)律。首先,分析了典型內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的主要流動特征。研究發(fā)現(xiàn):唇罩激波與側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)的流向渦是影響該類進(jìn)氣道流動的主要因素,導(dǎo)致流場參數(shù)分布不均,近壓縮面一側(cè)存在相對較大的低速低壓區(qū),影響了進(jìn)氣道的氣動性能。其次,在上述研究基礎(chǔ)上開展了內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道型面流場控制研究,給出了進(jìn)氣道控制型面的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)以及參數(shù)取值范圍,獲得了相應(yīng)的影響規(guī)律。研究表明:偏距、中心線型是控制型面的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù),在研究范圍內(nèi),合理選取上述參數(shù)可以改善進(jìn)氣道的流場參數(shù)分布,提高進(jìn)氣道性能。再次,分析了型面流場控制關(guān)鍵參數(shù)對進(jìn)氣道流動的影響機制。本文提出的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道型面流場控制方案影響邊界層的發(fā)展與空間分布,改善邊界層周向分布的均勻性。分析表明:該型面流場控制方案能夠減弱唇罩激波強度、重構(gòu)唇罩激波干擾區(qū)的壓力分布,減小干擾區(qū)的橫向壓力梯度、減弱流向渦強度,進(jìn)而控制流向渦的產(chǎn)生、發(fā)展以及空間分布,可以改善流場參數(shù)分布均勻性。最后,在上述研究基礎(chǔ)上,給出了基于型面流場控制的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道較優(yōu)設(shè)計方案。
【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】：2019
【分類號】：V211.48
【圖文】：

第一章 緒論研究背景與意義超聲速飛行技術(shù)先進(jìn)與落后反映了一個國家的軍事力量、科技以及社會發(fā)展，因家爭相發(fā)展、爭奪的技術(shù)制高點。高超聲速飛行條件下，與其他動力裝置相比，速動力裝置具有結(jié)構(gòu)簡單、比沖高、經(jīng)濟性好等優(yōu)勢，是實現(xiàn)大氣層內(nèi)高超聲速動力系統(tǒng)裝置之一[1][2]。近年來美、俄、法、德等國均在發(fā)展各自的高超飛行器，重點是發(fā)展與驗證吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)，核心是發(fā)展超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)燃沖壓發(fā)動機（圖 1.1 所示）關(guān)鍵部件主要有進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室及尾噴管為高超推進(jìn)系統(tǒng)主要的氣流壓縮部件，負(fù)責(zé)向燃燒室提供滿足燃燒組織要求的一空氣，其總壓恢復(fù)系數(shù)，抗反壓能力，自起動馬赫數(shù)等主要性能指標(biāo)直接影響了能。目前，從氣流壓縮方式分進(jìn)氣道主要有二元、軸對稱、側(cè)壓以及三維內(nèi)轉(zhuǎn)式類型進(jìn)氣道相比，三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的壓縮效率高，流量捕獲特性好，軸向尺寸維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道是各國學(xué)者的一個重要研究方向，是目前進(jìn)氣道研究的熱點。

1.2.1 三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計技術(shù)與基準(zhǔn)流場研究內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的性能主要跟兩個因素有關(guān)。一是設(shè)計方法，特別是變截面三維進(jìn)氣道設(shè)計采用直接幾何過渡設(shè)計能夠?qū)崿F(xiàn)進(jìn)出口形狀可控，但采用該方法改變了基準(zhǔn)流場的流動特征，影響了進(jìn)氣道的性能。二是基準(zhǔn)流場，基準(zhǔn)流場是獲得進(jìn)氣道構(gòu)型的基礎(chǔ)，直接影響進(jìn)氣道的性能，是改善進(jìn)氣道性能的關(guān)鍵性因素。目前，在這兩方面已展開大量研究工作。直接流線追蹤進(jìn)氣道進(jìn)出口幾何形狀不能同時指定且形狀不規(guī)則，不利于與飛行器前體及下游燃燒室的一體化設(shè)計，近年來國內(nèi)外先后提出了幾類變截面的三維進(jìn)氣道設(shè)計方案。NAS的 M.K. Smart[6]-[8]設(shè)計了方轉(zhuǎn)橢圓的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道 REST 進(jìn)氣道（見圖 1.2），試驗結(jié)果表明：該進(jìn)氣道流量捕獲性能與設(shè)計狀態(tài)總體性能較高。REST 進(jìn)氣道突破了直接流線追蹤進(jìn)氣道進(jìn)出口形狀無法同時指定的缺陷，但該進(jìn)氣道變截面設(shè)計方法僅實現(xiàn)幾何上的光滑過渡而非氣動上的光滑過渡，所以該進(jìn)氣道在設(shè)計狀態(tài)也無法實現(xiàn)完全乘波。中科院力學(xué)所肖雅斌等人提出了等收縮比變截面三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計方法，該方法把進(jìn)氣道流場分解成許多個具有相同收縮比的流管進(jìn)行設(shè)計，數(shù)值仿真結(jié)果表明：采用此方法設(shè)計的進(jìn)氣道（見圖 1.3）具有較高的流量捕獲特性及理想的出口流場。

1.2.1 三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計技術(shù)與基準(zhǔn)流場研究內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的性能主要跟兩個因素有關(guān)。一是設(shè)計方法，特別是變截面三維進(jìn)氣道設(shè)計采用直接幾何過渡設(shè)計能夠?qū)崿F(xiàn)進(jìn)出口形狀可控，但采用該方法改變了基準(zhǔn)流場的流動特征，影響了進(jìn)氣道的性能。二是基準(zhǔn)流場，基準(zhǔn)流場是獲得進(jìn)氣道構(gòu)型的基礎(chǔ)，直接影響進(jìn)氣道的性能，是改善進(jìn)氣道性能的關(guān)鍵性因素。目前，在這兩方面已展開大量研究工作。直接流線追蹤進(jìn)氣道進(jìn)出口幾何形狀不能同時指定且形狀不規(guī)則，不利于與飛行器前體及下游燃燒室的一體化設(shè)計，近年來國內(nèi)外先后提出了幾類變截面的三維進(jìn)氣道設(shè)計方案。NAS的 M.K. Smart[6]-[8]設(shè)計了方轉(zhuǎn)橢圓的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道 REST 進(jìn)氣道（見圖 1.2），試驗結(jié)果表明：該進(jìn)氣道流量捕獲性能與設(shè)計狀態(tài)總體性能較高。REST 進(jìn)氣道突破了直接流線追蹤進(jìn)氣道進(jìn)出口形狀無法同時指定的缺陷，但該進(jìn)氣道變截面設(shè)計方法僅實現(xiàn)幾何上的光滑過渡而非氣動上的光滑過渡，所以該進(jìn)氣道在設(shè)計狀態(tài)也無法實現(xiàn)完全乘波。中科院力學(xué)所肖雅斌等人提出了等收縮比變截面三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計方法，該方法把進(jìn)氣道流場分解成許多個具有相同收縮比的流管進(jìn)行設(shè)計，數(shù)值仿真結(jié)果表明：采用此方法設(shè)計的進(jìn)氣道（見圖 1.3）具有較高的流量捕獲特性及理想的出口流場。

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本文編號：2769503