為了深入探究高超聲速進氣道自起動性能的影響因素,進而建立高超聲速進氣道自起動性能的預(yù)測方法,本文通過數(shù)值仿真手段對不同內(nèi)收縮型面的二元高超聲速進氣道加速自起動過程開展了相關(guān)研究,并進一步通過改變?nèi)肟谶吔鐚雍穸葋硖綄Q定進氣道起動性能的關(guān)鍵性因素。首先,為了探尋內(nèi)壓縮段幾何型面對高超聲速進氣道加速自起動性能的影響,對二元高超聲速進氣道不同唇罩壓縮角和上方不同拐平過渡半徑的內(nèi)收縮段型面進行了氣動設(shè)計,針對各內(nèi)收縮段方案的加速自起動過程進行數(shù)值仿真,對比了不同方案對自起動性能的影響,并分析了內(nèi)收縮段型面對高超聲速進氣道自起動性能的影響機制。研究表明,在內(nèi)收縮比一定的前提下,內(nèi)收縮段上壁面曲率半徑的變化對進氣道的自起動性能有一定影響,且其對進氣道自起動性能的改善效果隨著唇罩壓縮角度的減小而增強;內(nèi)收縮段上壁面型面改變導(dǎo)致的下壁面跨主分離包壓縮強度的變化是進氣道起動性能存在差異的重要原因。然后,通過主動給定初始流場下的邊界層厚度的方式來探尋入口邊界層厚度變化對高超聲速進氣道自起動性能的影響,對簡化的二元高超聲速進氣道不同邊界層厚度條件下的流場加速自起動過程進行數(shù)值仿真研究,得到了不同邊界層厚度下... 

【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)】：76 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

超燃沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖

且存在亞聲速溢流。然而，隨著馬赫數(shù)的增加，在高超聲速下，激波/邊界層干擾問題日益突出，強烈的激波/邊界層干擾導(dǎo)致唇口附近出現(xiàn)大規(guī)模的分離包，且伴隨著超聲速溢流，高超聲速進氣道的不起動流場結(jié)構(gòu)明顯有別于超聲速進氣道（圖1.2所示）。流態(tài)的顯著差異使得無法沿用常規(guī)的超聲速進氣道不起動理論來分析高超聲速進氣道不起動問題，飛行器從超聲速時代向高超聲速時代跨越的研制需求受到阻擋，為此需要針對進氣道流場尤其是高超聲速進氣道的不起動流態(tài)進行分析，考慮高超聲速進氣道不起動流態(tài)對自起動性能的影響。圖 1.2 超聲速進氣道/高超聲速進氣道不起動流態(tài)對比示意圖[17]Holland[18]在來流馬赫數(shù) Ma 為 6 時對二元進氣道的不起動流態(tài)進行了分析。其從流動現(xiàn)象的角度出發(fā)，認(rèn)為當(dāng)進氣道內(nèi)部建立了比較穩(wěn)定的斜激波波系，唇罩斜激波穩(wěn)定的附著在唇罩壁面上時，進氣道即實現(xiàn)起動。Van Wie 教授[17]從進氣道起動性能的角度出發(fā)，認(rèn)為如果高超聲速進氣道的流量捕獲特性未因其內(nèi)部流態(tài)的改變而受到影響，就稱進氣道處于起動狀態(tài)，否則為不起動狀態(tài)。進氣道的加速自起動過程是非常復(fù)雜的非定常過程

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文流場進行了細致分析，發(fā)現(xiàn)不起動狀態(tài)下，進氣道唇罩入口前存在著嚴(yán)重的激波/邊界層干擾誘導(dǎo)的大面積分離。Rodriguez[23]和 Wagner[24]等人分別利用 CFD 數(shù)值仿真方法和實驗研究方法同樣證實了高超聲速進氣道不起動的主要表現(xiàn)是在內(nèi)收縮段入口附近存在大規(guī)模的流動分離。

【參考文獻】：
期刊論文
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博士論文
[1]高超聲速進氣道啟動問題研究[D]. 王翼.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2008

碩士論文
[1]超聲速進氣道起動特性研究[D]. 陳義.航天動力技術(shù)研究院 2016
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本文編號：3562152