三维内转式进气道型面流场控制技术研究

发布时间：2020-07-25 07:21

【摘要】：典型三维内转式进气道流场参数分布不均且自起动困难。为改善内转式进气道流场参数分布及气动性能,本文采用数值仿真方法开展了基于型面流场控制的内转式进气道流动特性研究,提炼了进气道流动特性的主导气动因素与关键设计参数,获得了相应的影响规律。首先,分析了典型内转式进气道的主要流动特征。研究发现:唇罩激波与侧壁边界层干扰诱发的流向涡是影响该类进气道流动的主要因素,导致流场参数分布不均,近压缩面一侧存在相对较大的低速低压区,影响了进气道的气动性能。其次,在上述研究基础上开展了内转式进气道型面流场控制研究,给出了进气道控制型面的关键设计参数以及参数取值范围,获得了相应的影响规律。研究表明:偏距、中心线型是控制型面的关键设计参数,在研究范围内,合理选取上述参数可以改善进气道的流场参数分布,提高进气道性能。再次,分析了型面流场控制关键参数对进气道流动的影响机制。本文提出的内转式进气道型面流场控制方案影响边界层的发展与空间分布,改善边界层周向分布的均匀性。分析表明:该型面流场控制方案能够减弱唇罩激波强度、重构唇罩激波干扰区的压力分布,减小干扰区的横向压力梯度、减弱流向涡强度,进而控制流向涡的产生、发展以及空间分布,可以改善流场参数分布均匀性。最后,在上述研究基础上,给出了基于型面流场控制的内转式进气道较优设计方案。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V211.48
【图文】：

超燃冲压发动机,结构示意图,进气道

第一章绪论研究背景与意义超声速飞行技术先进与落后反映了一个国家的军事力量、科技以及社会发展，因家争相发展、争夺的技术制高点。高超声速飞行条件下，与其他动力装置相比，速动力装置具有结构简单、比冲高、经济性好等优势，是实现大气层内高超声速动力系统装置之一[1][2]。近年来美、俄、法、德等国均在发展各自的高超飞行器，重点是发展与验证吸气式高超声速推进技术，核心是发展超燃冲压发动机技术燃冲压发动机（图 1.1 所示）关键部件主要有进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管为高超推进系统主要的气流压缩部件，负责向燃烧室提供满足燃烧组织要求的一空气，其总压恢复系数，抗反压能力，自起动马赫数等主要性能指标直接影响了能。目前，从气流压缩方式分进气道主要有二元、轴对称、侧压以及三维内转式类型进气道相比，三维内转式进气道的压缩效率高，流量捕获特性好，轴向尺寸维内转式进气道是各国学者的一个重要研究方向，是目前进气道研究的热点。

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1.2.1 三维内转式进气道设计技术与基准流场研究内转式进气道的性能主要跟两个因素有关。一是设计方法，特别是变截面三维进气道设计采用直接几何过渡设计能够实现进出口形状可控，但采用该方法改变了基准流场的流动特征，影响了进气道的性能。二是基准流场，基准流场是获得进气道构型的基础，直接影响进气道的性能，是改善进气道性能的关键性因素。目前，在这两方面已展开大量研究工作。直接流线追踪进气道进出口几何形状不能同时指定且形状不规则，不利于与飞行器前体及下游燃烧室的一体化设计，近年来国内外先后提出了几类变截面的三维进气道设计方案。NAS的 M.K. Smart[6]-[8]设计了方转椭圆的三维内收缩进气道 REST 进气道（见图 1.2），试验结果表明：该进气道流量捕获性能与设计状态总体性能较高。REST 进气道突破了直接流线追踪进气道进出口形状无法同时指定的缺陷，但该进气道变截面设计方法仅实现几何上的光滑过渡而非气动上的光滑过渡，所以该进气道在设计状态也无法实现完全乘波。中科院力学所肖雅斌等人提出了等收缩比变截面三维内收缩进气道设计方法，该方法把进气道流场分解成许多个具有相同收缩比的流管进行设计，数值仿真结果表明：采用此方法设计的进气道（见图 1.3）具有较高的流量捕获特性及理想的出口流场。

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