超聲速進氣道作為民用超聲速飛行器的一個主要迎風部件,由其產生的激波是飛行器音爆噪聲的主要來源,因此開展低音爆進氣道研究對于改善民用超聲速飛行器的音爆特性具有重要意義。本文設計了一種二元低音爆超聲速進氣道,其具有零度外唇罩角和發(fā)散等熵壓縮前體兩個典型特征,并對該種進氣道的流動特性和流動控制措施開展了仿真研究。研究結果表明,低音爆進氣道的前體發(fā)散壓縮波會在唇罩內表面上形成非規(guī)則反射,由此產生彎曲激波和相應的口部亞聲速區(qū)。這種流場結構分別導致進氣道在M0=1.8、2.0時的臨界總壓恢復系數降低了2.3%、5.5%,而在M0=2.5工況下的總壓恢復系數變化變得敏感。在對低音爆進氣道開展的參數化研究中發(fā)現,當其前體等熵壓縮角θ2及二級唇罩角δ2越大、壓縮波發(fā)散程度hc/h0和肩部倒圓半徑R越小時,非規(guī)則反射形成的彎曲激波越強,這將導致進氣道的流量系數最高降低1.8%;而其臨界總壓恢復系數則會因θ2的增大而最高增加1.06%、因hc/h0的增大最高降低2.22%。另一方面,低音爆進氣道的音爆強度與外壓式進氣道相比降低了98.6%,但當其設計參數改變、來流馬赫數降低或進入亞臨界狀態(tài)時,其音爆強度將大... 

【文章來源】：南京航空航天大學江蘇省 211工程院校

【文章頁數】：72 頁

【學位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
abstract
注釋表
第一章 緒論
    1.1 研究背景
    1.2 國內外研究現狀
        1.2.1 低音爆進氣道的性能分析
        1.2.2 低音爆進氣道的優(yōu)化設計
        1.2.3 低音爆進氣道的流動控制研究
    1.3 本文的主要研究內容
第二章 物理模型與仿真方法
    2.1 物理模型
        2.1.1 低音爆進氣道與常規(guī)外壓式進氣道的二維設計
        2.1.2 低音爆進氣道及渦流發(fā)生器的三維設計
    2.2 數值仿真方法
    2.3 算例驗證
第三章 二元低音爆進氣道的基本流動特性研究
0=2.0）的流動特性">    3.1 額定狀態(tài)下（M₀=2.0）的流動特性
0=1.8）的流動特性">    3.2 亞額定狀態(tài)下（M₀=1.8）的流動特性
0=2.5）的流動特性">    3.3 超額定狀態(tài)下（M₀=2.5）的流動特性
    3.4 不同工況下的音爆特性
    3.5 本章小結
第四章 典型設計參數對低音爆進氣道流動特性的影響
    4.1 研究模型
    4.2 不同前體設計參數的影響
    4.3 不同二級唇罩角的影響
    4.4 不同肩部倒圓半徑的影響
    4.5 不同設計參數下的音爆特性
    4.6 本章小結
第五章 大后掠渦流發(fā)生器對低音爆進氣道流動控制的探索研究
    5.1 大后掠渦流發(fā)生器對激波/邊界層干擾的控制研究
    5.2 大后掠渦流發(fā)生器安裝位置的影響
    5.3 大后掠渦流發(fā)生器高度的影響
    5.4 本章小結
第六章 結論與展望
    6.1 結論
    6.2 工作展望
參考文獻
致謝
在學期間的研究成果及發(fā)表的學術論文


【參考文獻】：
期刊論文
[1]超音速客機音爆問題初步研究[J]. 馮曉強,李占科,宋筆鋒.  飛行力學. 2010(06)
[2]超聲速民用飛機的復蘇[J]. 馬援.  國際航空. 2007(12)



本文編號：3154804