發(fā)布時(shí)間：2022-01-12 18:26

　　本文采用數(shù)值模擬方法對(duì)原可調(diào)進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性進(jìn)行了評(píng)估,得到了該進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)特性,在此基礎(chǔ)上對(duì)該進(jìn)氣道進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計(jì),并對(duì)改進(jìn)后的進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,獲得了其氣動(dòng)特性。首先,根據(jù)不同飛行馬赫數(shù)下喉道調(diào)節(jié)規(guī)律對(duì)原進(jìn)氣道喉道高度作出相應(yīng)調(diào)節(jié),得到不同進(jìn)氣道模型并分別進(jìn)行三維網(wǎng)格劃分以及數(shù)值模擬計(jì)算。結(jié)果表明:設(shè)計(jì)狀態(tài)下,進(jìn)氣道滿足外壓斜激波封口要求,唇罩反射激波打在泄流槽入口實(shí)現(xiàn)了消波,但擴(kuò)張段面積變化規(guī)律存在先增大后減小的問(wèn)題;非設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)下,進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)和大飛行攻角下起動(dòng)性能較差,飛行馬赫數(shù)2.5時(shí)在飛行攻角-2°到8°范圍內(nèi)均不能起動(dòng);通過(guò)適當(dāng)放大喉道或采取抽吸措施能使進(jìn)氣道起動(dòng)性能得到一定的改善。其次,在原進(jìn)氣道基本尺寸和性能要求的約束下對(duì)進(jìn)氣道外壓縮段和內(nèi)收縮段進(jìn)行了二維氣動(dòng)設(shè)計(jì),并對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。外壓段仍采用二斜+一正的三波系結(jié)構(gòu),當(dāng)飛行馬赫數(shù)減小到2.5以下時(shí),轉(zhuǎn)動(dòng)第二級(jí)外壓縮面使進(jìn)氣道由混壓式變?yōu)橥鈮菏?在此過(guò)程中氣流總轉(zhuǎn)折角減小了6.2°。數(shù)值模擬結(jié)果表明:進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)實(shí)現(xiàn)了外壓斜激波封口且在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下均能夠起動(dòng)。再次,... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：116 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

各類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖圖

京航空航天大學(xué)全日制專(zhuān)業(yè)碩士學(xué)位論置鎖定在最前方；飛行高度超過(guò) 30000馬赫數(shù)達(dá)到 Ma=1.6；當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)相應(yīng)地縮進(jìn) 13/8 英寸；通常當(dāng)飛行馬赫慢移動(dòng)到靠近喉道吸氣的位置。在飛行到 Ma=3.2 時(shí)，外壓錐形激波實(shí)現(xiàn)封口行過(guò)程中，激波錐調(diào)節(jié)的總行程大約為 方英尺，增加了 112%；喉道面積減小到 4

達(dá)到 Ma=3.2 時(shí)，外壓錐形激波實(shí)現(xiàn)封口行過(guò)程中，激波錐調(diào)節(jié)的總行程大約為 2方英尺，增加了 112%；喉道面積減小到 4.圖 1.4 SR-71 軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道馬赫數(shù)等值圖

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[3]寬?cǎi)R赫數(shù)變幾何進(jìn)氣道性能快速計(jì)算方法[J]. 徐珊珊,金玉華,張慶兵,邵明玉.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2017(02)
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碩士論文
[1]外并聯(lián)型TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換特性研究[D]. 曹石彬.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015
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本文編號(hào)：3585250