TBCC可调高超声速内转进气道设计方法研究
发布时间：2021-06-27 12:21
随着全球航空航天事业的高速发展,高超声速飞行器已经成为世界上各个国家的研究热点,其核心关键技术是动力推进技术,由于高超声速飞行器需要在较宽的马赫数范围内工作,而单一的动力推进系统均不能满足这一要求,因此将单一的动力推进系统整合成组合循环动力推进系统作为高超声速飞行器的动力系统使其能够宽速域飞行,近年来,组合动力系统中的涡轮基组合动力循环（TBCC）系统成为了组合动力技术的主要发展方向。本文主要对基于内转式的TBCC可调进气道进行了气动设计和三维数值仿真,主要包括能够宽速域工作的高速通道设计、双通道组合设计、三通道组合设计以及并联方式的设计。（1）首先基于压升规律为反正切函数的新型变中心体基准流场,然后通过调节该性能优良的基准流场的设计参数来优选出性能优良且能够宽速域工作的带简单预压缩前体的内转进气道。（2）本文对一种工作范围为Ma2-6的外并联型TBCC可调内转进气道进行了气动设计和三维数值仿真,得到其工作范围的流场特征和总体性能参数,并对其模态转换过程中进气道总体性能参数的变化规律进行了研究分析,最后还探索了不同转级马赫数对其模态转换过程的影响。（3）设计了一种三通道内并联型可调内转...
【文章来源】：南京理工大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：79 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
图１．３喷气式远程高空高速侦察机ＳＲ－７１?图１．４?ＳＲ－７１轴对称进气道激波位置与波系简图??国内的王亚岗［１６］开展了组合动力超声速轴对称进气道的设计和流量控制技术的研??
图１．２ＡＴＲＥＸ轴对称进气道简图??在上个世纪６０年代，美国的洛克希德公司研制了一种成功突破热障的实用型喷气??式远程高空高速战略侦察机ＳＲ－７１，绰号为“黒鸟”，如图１．３所示，其动力推进系统就??采用串联布局形式的ＴＢＣＣ发动机，该组合动力发动机能使ＳＲ－７１在马赫３以上持续巡??航，最高的巡航马赫数可达到马赫３．２［１２＿１５］，其进气系统使用的是轴对称变几何进气道，??主要由以下几个部分组成：一个可以沿其轴向移动的激波锥、可以调节的前后旁路活门、??整流罩、激波锥上的多孔式附面层吸除系统和可以控制内部激波位置的喉道吸气系统。??该进气系统可以根据飞行器处于不同的飞行状况来调节激波锥在其轴向的位置来达到??使得ＴＢＣＣ发动机能获得最优品质气流的目的，其进气道激波位置与波系简图如图１．４??所示。??ＭＸ??ｍｍ、、、、＾＝??图１．３喷气式远程高空高速侦察机ＳＲ－７１?图１．４?ＳＲ－７１轴对称进气道激波位置与波系简图??国内的王亚岗［１６］开展了组合动力超声速轴对称进气道的设计和流量控制技术的研??究，提出了多种轴对称进气道变几何方案来实现进气道与发动机的流量匹配，然后通过??理论分析的方法和数值模拟的方法研宄了各种变几何调节方案的可行性，对比分析了各??种方案的优劣。??１．２．２外并联型ＴＢＣＣ进气道??美国的Ｘ４３－Ｂ的组合动力方案［１７］的进气道采用的是一种外并联型二元可调进气道，??如图１．５所示，该ＴＢＣＣ进气道两个通道独立分开，上面的通道是高速通道，下面的通??道是低速涡轮通道
并联型双模态ＴＢＣＣ进气道，并初步完成了实现模态转化的分流板的设计工作，最终将??设计出的进气道按不同的比例加工成一大一小两个实验模型，其中较小尺寸进气道模态??转换型（ＩＭＸ）在格林研宄中心的超音速风洞进行了实验研宄［２°－２７］，如图１．６所示，其??模态转换的实验结果表明进气道在保持较高气动特性的同时还具备高性能的模态转换??能力。?＿??Ｒａｉｒ＾！?／?Ｓｏａｍｊｅｔ?Ｃｃｗｌ?Ｅｎｇｉｎｅ?Ｆａｃｅ??ＲｉＭｎｊｅｔ?／?Ｓｃｒａｎｊｅｔ?Ｆｔｏｗｐａｔｔｉ?＼?｜??ＳｐｌｉｄｅｒＣｗＭ?ＳｉｄｅｗａＪｌ?＼?—??ＬｅａａｉｎｇＥｄｇｅ?＼??图１．６小尺寸进气道模态转换型（ＩＭＸ）的实验模型??国内南航袁化成等人［２８］开展了一种设计马赫数为Ｍａ７的外并联型二元ＴＢＣＣ进气??道的模态转换过程的研究，其进气道物理模型如图１．７所示，并采用动网格技术及非定??常数值方法对其模态转换过程进行了研究，分析了进气道在模态转化过程中的气动特性??和模态转换时间对进气道气动性能的影响，最后结果表明在低速唇口旋转角度相同的条??件下
【参考文献】：
期刊论文
[1]国外高超声速飞行器研究现状及发展趋势[J]. 姜鹏,匡宇,谢小平,张文广,彭奇峰,康宇航. 飞航导弹. 2017(07)
[2]外并联涡轮基组合循环进气道模态转换技术研究[J]. 袁化成,章欣涛,童泽润,郭荣伟. 航空科学技术. 2015(11)
[3]从SR-72项目看美国高超声速平台研究现状[J]. 刘鹏,宁国栋,王晓峰,王轶鹏,白洋. 飞航导弹. 2013(12)
[4]TBCC用轴对称进气道流量控制技术研究[J]. 王亚岗,袁化成,郭荣伟. 推进技术. 2013(12)
[5]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计[J]. 南向军,张堃元,金志光,孙波. 航空动力学报. 2011(03)
[6]TBCC进气道研究现状及其关键技术[J]. 张华军,郭荣伟,李博. 空气动力学学报. 2010(05)
[7]涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性[J]. 李龙,李博,梁德旺,黄国平,雷雨冰. 推进技术. 2008(06)
[8]典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较[J]. 金志光,张堃元. 航空动力学报. 2008(09)
[9]二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型[J]. 张晓嘉,梁德旺,黄国平. 推进技术. 2008(01)
[10]高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术[J]. 王芳,高双林. 飞航导弹. 2007(11)
博士论文
[1]高超声速进气道起动特性机理研究[D]. 李祝飞.中国科学技术大学 2013
硕士论文
[1]TBCC可调二元进气道设计方法研究[D]. 倪凯捷.南京理工大学 2017
[2]宽范围可调内转进气道设计方法研究[D]. 邬凤林.南京理工大学 2017
[3]外并联型TBCC进气道模态转换特性研究[D]. 曹石彬.哈尔滨工业大学 2015
[4]典型飞行剖面下变几何TBCC特性研究[D]. 田泽.南京航空航天大学 2014
[5]二元高超声速进气道自起动特性的影响因素分析[D]. 陈卫明.南京航空航天大学 2013
[6]高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算[D]. 蔡佳.南京航空航天大学 2013
本文编号：3252837
【文章来源】：南京理工大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：79 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
图１．３喷气式远程高空高速侦察机ＳＲ－７１?图１．４?ＳＲ－７１轴对称进气道激波位置与波系简图??国内的王亚岗［１６］开展了组合动力超声速轴对称进气道的设计和流量控制技术的研??
图１．２ＡＴＲＥＸ轴对称进气道简图??在上个世纪６０年代，美国的洛克希德公司研制了一种成功突破热障的实用型喷气??式远程高空高速战略侦察机ＳＲ－７１，绰号为“黒鸟”，如图１．３所示，其动力推进系统就??采用串联布局形式的ＴＢＣＣ发动机，该组合动力发动机能使ＳＲ－７１在马赫３以上持续巡??航，最高的巡航马赫数可达到马赫３．２［１２＿１５］，其进气系统使用的是轴对称变几何进气道，??主要由以下几个部分组成：一个可以沿其轴向移动的激波锥、可以调节的前后旁路活门、??整流罩、激波锥上的多孔式附面层吸除系统和可以控制内部激波位置的喉道吸气系统。??该进气系统可以根据飞行器处于不同的飞行状况来调节激波锥在其轴向的位置来达到??使得ＴＢＣＣ发动机能获得最优品质气流的目的，其进气道激波位置与波系简图如图１．４??所示。??ＭＸ??ｍｍ、、、、＾＝??图１．３喷气式远程高空高速侦察机ＳＲ－７１?图１．４?ＳＲ－７１轴对称进气道激波位置与波系简图??国内的王亚岗［１６］开展了组合动力超声速轴对称进气道的设计和流量控制技术的研??究，提出了多种轴对称进气道变几何方案来实现进气道与发动机的流量匹配，然后通过??理论分析的方法和数值模拟的方法研宄了各种变几何调节方案的可行性，对比分析了各??种方案的优劣。??１．２．２外并联型ＴＢＣＣ进气道??美国的Ｘ４３－Ｂ的组合动力方案［１７］的进气道采用的是一种外并联型二元可调进气道，??如图１．５所示，该ＴＢＣＣ进气道两个通道独立分开，上面的通道是高速通道，下面的通??道是低速涡轮通道
并联型双模态ＴＢＣＣ进气道，并初步完成了实现模态转化的分流板的设计工作，最终将??设计出的进气道按不同的比例加工成一大一小两个实验模型，其中较小尺寸进气道模态??转换型（ＩＭＸ）在格林研宄中心的超音速风洞进行了实验研宄［２°－２７］，如图１．６所示，其??模态转换的实验结果表明进气道在保持较高气动特性的同时还具备高性能的模态转换??能力。?＿??Ｒａｉｒ＾！?／?Ｓｏａｍｊｅｔ?Ｃｃｗｌ?Ｅｎｇｉｎｅ?Ｆａｃｅ??ＲｉＭｎｊｅｔ?／?Ｓｃｒａｎｊｅｔ?Ｆｔｏｗｐａｔｔｉ?＼?｜??ＳｐｌｉｄｅｒＣｗＭ?ＳｉｄｅｗａＪｌ?＼?—??ＬｅａａｉｎｇＥｄｇｅ?＼??图１．６小尺寸进气道模态转换型（ＩＭＸ）的实验模型??国内南航袁化成等人［２８］开展了一种设计马赫数为Ｍａ７的外并联型二元ＴＢＣＣ进气??道的模态转换过程的研究，其进气道物理模型如图１．７所示，并采用动网格技术及非定??常数值方法对其模态转换过程进行了研究，分析了进气道在模态转化过程中的气动特性??和模态转换时间对进气道气动性能的影响，最后结果表明在低速唇口旋转角度相同的条??件下
【参考文献】：
期刊论文
[1]国外高超声速飞行器研究现状及发展趋势[J]. 姜鹏,匡宇,谢小平,张文广,彭奇峰,康宇航. 飞航导弹. 2017(07)
[2]外并联涡轮基组合循环进气道模态转换技术研究[J]. 袁化成,章欣涛,童泽润,郭荣伟. 航空科学技术. 2015(11)
[3]从SR-72项目看美国高超声速平台研究现状[J]. 刘鹏,宁国栋,王晓峰,王轶鹏,白洋. 飞航导弹. 2013(12)
[4]TBCC用轴对称进气道流量控制技术研究[J]. 王亚岗,袁化成,郭荣伟. 推进技术. 2013(12)
[5]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计[J]. 南向军,张堃元,金志光,孙波. 航空动力学报. 2011(03)
[6]TBCC进气道研究现状及其关键技术[J]. 张华军,郭荣伟,李博. 空气动力学学报. 2010(05)
[7]涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性[J]. 李龙,李博,梁德旺,黄国平,雷雨冰. 推进技术. 2008(06)
[8]典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较[J]. 金志光,张堃元. 航空动力学报. 2008(09)
[9]二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型[J]. 张晓嘉,梁德旺,黄国平. 推进技术. 2008(01)
[10]高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术[J]. 王芳,高双林. 飞航导弹. 2007(11)
博士论文
[1]高超声速进气道起动特性机理研究[D]. 李祝飞.中国科学技术大学 2013
硕士论文
[1]TBCC可调二元进气道设计方法研究[D]. 倪凯捷.南京理工大学 2017
[2]宽范围可调内转进气道设计方法研究[D]. 邬凤林.南京理工大学 2017
[3]外并联型TBCC进气道模态转换特性研究[D]. 曹石彬.哈尔滨工业大学 2015
[4]典型飞行剖面下变几何TBCC特性研究[D]. 田泽.南京航空航天大学 2014
[5]二元高超声速进气道自起动特性的影响因素分析[D]. 陈卫明.南京航空航天大学 2013
[6]高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算[D]. 蔡佳.南京航空航天大学 2013
本文编号：3252837
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