飛行器前體/高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)已經(jīng)成為吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究的一個(gè)熱點(diǎn)。從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度分析了高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道及其與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)方法。內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法主要包括直接流線追蹤方法、基于均勻來流的吻切流設(shè)計(jì)方法和基于前體非均勻來流的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法�；趦�(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)主要包括正對(duì)來流的獨(dú)立進(jìn)氣方式以及利用前體預(yù)壓縮進(jìn)氣方式兩類,結(jié)合內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法對(duì)這兩者進(jìn)行了深入分析。根據(jù)分析,基于均勻來流條件的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法得到了深入發(fā)展,但還有必要進(jìn)一步發(fā)展非均勻來流條件下的設(shè)計(jì)方法以提升一體化設(shè)計(jì)的靈活性;此外,隨著內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的深入發(fā)展,一體化設(shè)計(jì)也將得到進(jìn)一步發(fā)展。 

【文章來源】：實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2019,33(03)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：17 頁

【圖文】：

圖１Ｂｕｓｅｍａｎｎ進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ停郏玻担荩疲椋纾保牛穑澹颍椋恚澹睿簦幔欤恚铮洌澹欤铮妫拢酰螅澹恚幔睿睿椋睿欤澹簦郏玻担?br>

影響進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。圖１展示了設(shè)計(jì)馬赫數(shù)７．０的Ｂｕｓｅｍａｎｎ進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停罱K通過放氣使進(jìn)氣道在馬赫數(shù)４．０８的來流條件下實(shí)現(xiàn)起動(dòng)。為克服該流場(chǎng)的不足，學(xué)者們應(yīng)用截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流場(chǎng)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道［２６］。圖２為美國和澳大利亞的研究團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用該流場(chǎng)設(shè)計(jì)的Ｈｙｃａｕｓｅ進(jìn)氣道［２７］。圖１Ｂｕｓｅｍａｎｎ進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ停郏玻担荩疲椋纾保牛穑澹颍椋恚澹睿簦幔欤恚铮洌澹欤铮妫拢酰螅澹恚幔睿睿椋睿欤澹簦郏玻担輬D２Ｈｙｃａｕｓｅ進(jìn)氣道［２７］Ｆｉｇ．２Ｈｙｃａｕｓｅｉｎｌｅｔ［２７］南京航空航天大學(xué)張堃元和孫波等［２８－２９］對(duì)Ｂｕｓｅｍａｎｎ進(jìn)氣道進(jìn)行了詳細(xì)研究，并對(duì)基于截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，為國內(nèi)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)奠定了基４４實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｓｙｌｔｌｘ．ｃｏｍ???????????????????????????????????????????????????

參數(shù)并不連續(xù)，使基本流場(chǎng)出現(xiàn)了影響壓縮效率的“三波五區(qū)”結(jié)構(gòu)。黃慧慧等［３４］通過修正等熵壓縮段型線的方式對(duì)ＩＣＦＣ基本流場(chǎng)進(jìn)行了改進(jìn)，縮小了這種流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。改進(jìn)后，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為６．０、隔離段出口馬赫數(shù)為２．７８時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到０．４５９，比基于原ＩＣＦＣ流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道提升２．５％，且流量捕獲系數(shù)９９．９４％也高于原ＩＣＦＣ流場(chǎng)進(jìn)氣道的９８．００％。（ａ）ＩＣＦＣ流場(chǎng)設(shè)計(jì)原理圖（ｂ）ＩＣＦＣ流場(chǎng)數(shù)值模擬結(jié)果圖３ＩＣＦＣ流場(chǎng)示意圖和ＣＦＤ結(jié)果壓力分布［３０］Ｆｉｇ．３ＳｃｈｅｍａｔｉｃａｎｄＣＦＤｒｅｓｕｌｔｏｆ“ＩＣＦＣ”ｂａｓｉｃｆｌｏｗｆｉｅｌｄ［３０］１．１．２沿程壓縮規(guī)律可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道為了便于控制進(jìn)氣道壓縮規(guī)律，學(xué)者們提出了根據(jù)沿程壓縮規(guī)律反求氣動(dòng)型面的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法。Ｍａｔｔｈｅｗｓ等［３５］首先應(yīng)用特征線法設(shè)計(jì)了等壓比和等斜率的模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，如圖４所示。近幾年來，南京航空航天大學(xué)的張堃元教授團(tuán)隊(duì)提出了沿程壓力／馬赫數(shù)分布規(guī)律可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，并給出可大幅提升進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的反正切壓縮分布規(guī)律［２０－２１］。該團(tuán)隊(duì)李永洲采用Ｉｓｉｇｈｔ軟件對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行了參數(shù)優(yōu)化［２１］。數(shù)值模擬結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Ｍａ＝６．０的來流條件下采用這種方法設(shè)計(jì)且進(jìn)一步優(yōu)化的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分別為２．９２和０．５８１（見圖５），使內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能達(dá)到了新的高度。為進(jìn)一步提升內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3341738