本文利用數(shù)值仿真方法,在深入分析超聲速/高超聲速進氣道臨界不起動模式對自起動性能影響的基礎上,對臨界不起動模式進行了分類,并獲得了其關鍵影響因素和轉(zhuǎn)換機制,進一步還分析了內(nèi)收縮段喉道相對高度和三維效應對超聲速/高超聲速進氣道自起動性能的影響。首先,設計了7個典型速域的二維超聲速/高超聲速進氣道,并對其加速自起動過程進行了準定常數(shù)值仿真,研究了臨界不起動流場的轉(zhuǎn)換過程,并分析了臨界不起動模式對自起動性能的影響。結(jié)果顯示:隨著無粘設計自起動馬赫數(shù)的增大,臨界不起動流場與Kantrowitz無粘理論假設的臨界不起動流場的差異逐漸變大。當臨界不起動流場處于超聲速模式時,自起動馬赫數(shù)略大于無粘設計自起動馬赫數(shù);當臨界不起動流場為中間模式時,自起動馬赫數(shù)小于無粘設計自起動馬赫數(shù);進入高超聲速模式后,自起動馬赫數(shù)明顯大于無粘設計自起動馬赫數(shù)。高超聲速臨界不起動模式下的喉道截面特征氣流參數(shù)顯著偏離無粘臨界不起動流場,所以Kantrowitz理論以及基于該理論發(fā)展而來的系列方法不適用于預測高超聲速進氣道自起動性能。然后,設計了二維簡化進氣道,仿真了其加速自起動過程,研究了內(nèi)收縮比、唇罩內(nèi)壓縮角和邊界層相... 

【文章來源】：南京航空航天大學江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：71 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

各類發(fā)動機比沖隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律

總結(jié)了大量文獻中的試驗結(jié)果，得到各類進氣道在不同條件下的起動極限收縮比經(jīng)驗曲線，對Kantrowitz理論預測不同速域內(nèi)進氣道的起動極限內(nèi)收縮比的精確度進行了評估。從圖1.2中可以看出，由圖可知，允許起動的最大面積收縮比隨著馬赫數(shù)的增加而增大，實驗數(shù)據(jù)表明，超聲速進氣道的自起動極限內(nèi)收縮比與Kantrowitz理論值較為接近，而Kantrowitz

的流動發(fā)生堵塞的情況下；軟不起動則出現(xiàn)在進氣道內(nèi)的流動發(fā)生大規(guī)模分離的情況下，并對經(jīng)典的Kantrowitz極限預測進氣道再起動收縮比的精確度進行了評估。D. M. Van Wie還在文獻[13]中給出了超聲速/高超聲速進氣道不起動流場的簡單對比（如圖1.4）：傳統(tǒng)超聲速進氣道往往在唇罩入口前有一道正激波，通過正激波后的亞聲速流動進行溢流；而高超聲速進氣道唇罩入口處邊界層高度相對于唇罩入口高度的比例較大，在唇罩入口前存在一非常大的分離區(qū)，分離區(qū)前緣誘導分離激波，通過分離激波下游的超聲速流動實現(xiàn)溢流。相比而言，高超聲速進氣道的不起動流場結(jié)構(gòu)更加復雜。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]寬高比對側(cè)板前掠二維高超聲速進氣道啟動特性影響研究[J]. 劉雄,王翼,梁劍寒.  推進技術. 2015(04)
[2]二維高超聲速進氣道加速啟動過程數(shù)值研究[J]. 劉雄,王翼,梁劍寒.  推進技術. 2015(03)
[3]攻角變化對超音速進氣道再起動特性的影響[J]. 趙湘恒,夏智勛,方傳波,胡建新,王德全,游進.  固體火箭技術. 2011(03)
[4]抽吸位置對高超聲速進氣道起動性能的影響[J]. 王衛(wèi)星,袁化成,黃國平,梁德旺.  航空動力學報. 2009(04)
[5]高超聲速進氣道起動特性數(shù)值研究[J]. 丁海河,王發(fā)民.  宇航學報. 2007(06)
[6]抽吸對高超聲速進氣道起動能力的影響[J]. 袁化成,梁德旺.  推進技術. 2006(06)

博士論文
[1]高超聲速進氣道起動特性機理研究[D]. 李祝飛.中國科學技術大學 2013
[2]高超聲速進氣道啟動問題研究[D]. 王翼.國防科學技術大學 2008

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



本文編號：3062707