為了深入探究二元高超聲速進(jìn)氣道在加/減速過程中的流場結(jié)構(gòu)變化以及其遲滯回路現(xiàn)象,本文采用數(shù)值仿真方法對(duì)兩種構(gòu)型的高超聲速進(jìn)氣道的加/減速過程開展研究;同時(shí),為了拓展高超聲速進(jìn)氣道的穩(wěn)定起動(dòng)工作速域,本文提出了一種在內(nèi)收縮入口設(shè)置前伸隔板來降低自起動(dòng)馬赫數(shù)的方法,并通過一系列數(shù)值仿真工作驗(yàn)證了該方法的可行性。首先,本文設(shè)計(jì)了兩種不同唇罩壓縮角的二元高超聲速進(jìn)氣道,并對(duì)其加/減速過程進(jìn)行定常數(shù)值仿真,分析比較了兩個(gè)進(jìn)氣道方案之間遲滯回路現(xiàn)象的差異性,并且探索了高超聲進(jìn)氣道存在遲滯現(xiàn)象的原因。研究表明:不同構(gòu)型的高超聲速進(jìn)氣道之間遲滯回路現(xiàn)象存在顯著差異,進(jìn)氣道的遲滯區(qū)間、加減速過程中性能參數(shù)的變化規(guī)律不盡相同。二元高超聲速進(jìn)氣道不僅在不起動(dòng)狀態(tài)與起動(dòng)狀態(tài)的轉(zhuǎn)化過程中存在遲滯現(xiàn)象,同時(shí)在“硬”不起動(dòng)狀態(tài)與“軟”不起動(dòng)狀態(tài)相互轉(zhuǎn)化的過程中也存在遲滯現(xiàn)象。然后,本文提出了一種通過引入前伸隔板以改善二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的方法,并通過數(shù)值仿真對(duì)比分析了兩個(gè)進(jìn)氣道方案在加速自起動(dòng)過程中流場結(jié)構(gòu)變化的差異性。結(jié)果表明:原型方案與控制方案在自起動(dòng)過程中的流態(tài)及自起動(dòng)性能存在較大差異,控制方案較原型... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：73 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

加減速過程中a）進(jìn)氣道總壓恢復(fù)遲滯環(huán)與b）流量遲滯環(huán)[13]

a） b）圖 1.2 飛行馬赫數(shù)變化引起的進(jìn)氣道流量系數(shù)遲滯環(huán)和壓升比遲滯環(huán)[14]從上述學(xué)者對(duì)高超聲速進(jìn)氣道加/減速過程中遲滯現(xiàn)象的研究中不難發(fā)現(xiàn)，提高高進(jìn)氣道加速自起動(dòng)性能——即降低從不起動(dòng)狀態(tài)進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)的最低馬赫數(shù)（加速自赫數(shù)），對(duì)于拓寬整個(gè)飛行包線內(nèi)的起動(dòng)狀態(tài)范圍至關(guān)重要。因此，眾多學(xué)者圍繞高進(jìn)氣道的加速自起動(dòng)過程、自起動(dòng)性能預(yù)測、自起動(dòng)性能改善措施等方面也開展了廣究。下面將對(duì)這些研究工作一一介紹。.2.2 高超聲速進(jìn)氣道加速自起動(dòng)過程研究超聲速/高超聲速進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)流場結(jié)構(gòu)差異顯著，起動(dòng)機(jī)理也大，為了加深對(duì)高超聲速加速自起動(dòng)過程的理解，研究高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)流場結(jié)構(gòu)有重要意義。D. M. Van Wie 在文獻(xiàn)[15]中給出了高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)流場結(jié)構(gòu)的示參見圖 1.3）：高超聲速進(jìn)氣道唇罩入口處邊界層高度相對(duì)于唇罩入口高度的比例較大罩入口前存在大規(guī)模的分離區(qū)，分離區(qū)前緣誘導(dǎo)分離激波，通過分離激波下游的超聲[16]

個(gè)飛行包線內(nèi)的起動(dòng)狀態(tài)范圍至關(guān)重要。因此，動(dòng)過程、自起動(dòng)性能預(yù)測、自起動(dòng)性能改善措施等研究工作一一介紹。氣道加速自起動(dòng)過程研究進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)流場結(jié)構(gòu)差異顯著聲速加速自起動(dòng)過程的理解，研究高超聲速進(jìn)氣道. Van Wie 在文獻(xiàn)[15]中給出了高超聲速進(jìn)氣道不起聲速進(jìn)氣道唇罩入口處邊界層高度相對(duì)于唇罩入口模的分離區(qū)，分離區(qū)前緣誘導(dǎo)分離激波，通過分離技大學(xué)的王振國[16]則通過實(shí)驗(yàn)捕捉到到了進(jìn)氣道進(jìn)氣道不起動(dòng)流場的紋影圖（參見圖 1.4）。謝文起動(dòng)狀態(tài)之間，存在一個(gè)臨界狀態(tài)，如圖 1.5 所示速溢流消失。前人對(duì)高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)流場結(jié)起動(dòng)過程具有重要意義。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]內(nèi)壓縮段構(gòu)型對(duì)高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的影響[J]. 葛嚴(yán),謝文忠,靖建朋,林宇.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2017(05)
[2]抽吸對(duì)高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道渦流區(qū)及起動(dòng)性能的影響[J]. 李永洲,張堃元,張留歡.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2016(07)
[3]一種改善高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)能力的流場控制研究[J]. 王建勇,謝旅榮,趙昊,滕瑜琳.  航空學(xué)報(bào). 2015(05)
[4]低于自起動(dòng)馬赫數(shù)時(shí)高超進(jìn)氣道的非定常流動(dòng)特性[J]. 王衛(wèi)星,郭榮偉.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2012(12)
[5]內(nèi)收縮比可控的二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道研究[J]. 袁化成,滕健,郭榮偉.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2012(11)
[6]高超聲速二元變幾何進(jìn)氣道氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)與調(diào)節(jié)規(guī)律研究[J]. 金志光,張堃元,陳衛(wèi)明,劉媛.  航空學(xué)報(bào). 2013(04)
[7]高超聲速進(jìn)氣道再起動(dòng)特性及其影響因素?cái)?shù)值模擬[J]. 游進(jìn),夏智勛,王登攀,方傳波.  固體火箭技術(shù). 2011(02)
[8]一種高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)/再起動(dòng)的數(shù)值研究[J]. 李璞,郭榮偉.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2010(05)
[9]抽吸位置對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響[J]. 王衛(wèi)星,袁化成,黃國平,梁德旺.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2009(04)
[10]超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道起動(dòng)性能研究[J]. 宋文艷,馬曉鋒,劉偉雄,賀偉.  中國空間科學(xué)技術(shù). 2006(06)

博士論文
[1]高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性機(jī)理研究[D]. 李祝飛.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2013
[2]高超聲速進(jìn)氣道啟動(dòng)問題研究[D]. 王翼.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2008
[3]高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)、計(jì)算與實(shí)驗(yàn)研究[D]. 范曉檣.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2006

碩士論文
[1]二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)特性的影響因素分析[D]. 陳衛(wèi)明.南京航空航天大學(xué) 2013



本文編號(hào)：3127147