高超声速进气道自起动影响因素研究
发布时间：2022-01-01 10:07
为了深入探究高超声速进气道自起动性能的影响因素,进而建立高超声速进气道自起动性能的预测方法,本文通过数值仿真手段对不同内收缩型面的二元高超声速进气道加速自起动过程开展了相关研究,并进一步通过改变入口边界层厚度来探寻决定进气道起动性能的关键性因素。首先,为了探寻内压缩段几何型面对高超声速进气道加速自起动性能的影响,对二元高超声速进气道不同唇罩压缩角和上方不同拐平过渡半径的内收缩段型面进行了气动设计,针对各内收缩段方案的加速自起动过程进行数值仿真,对比了不同方案对自起动性能的影响,并分析了内收缩段型面对高超声速进气道自起动性能的影响机制。研究表明,在内收缩比一定的前提下,内收缩段上壁面曲率半径的变化对进气道的自起动性能有一定影响,且其对进气道自起动性能的改善效果随着唇罩压缩角度的减小而增强;内收缩段上壁面型面改变导致的下壁面跨主分离包压缩强度的变化是进气道起动性能存在差异的重要原因。然后,通过主动给定初始流场下的边界层厚度的方式来探寻入口边界层厚度变化对高超声速进气道自起动性能的影响,对简化的二元高超声速进气道不同边界层厚度条件下的流场加速自起动过程进行数值仿真研究,得到了不同边界层厚度下...
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：76 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
超燃冲压发动机结构示意图
且存在亚声速溢流。然而，随着马赫数的增加，在高超声速下，激波/边界层干扰问题日益突出，强烈的激波/边界层干扰导致唇口附近出现大规模的分离包，且伴随着超声速溢流，高超声速进气道的不起动流场结构明显有别于超声速进气道（图1.2所示）。流态的显著差异使得无法沿用常规的超声速进气道不起动理论来分析高超声速进气道不起动问题，飞行器从超声速时代向高超声速时代跨越的研制需求受到阻挡，为此需要针对进气道流场尤其是高超声速进气道的不起动流态进行分析，考虑高超声速进气道不起动流态对自起动性能的影响。图 1.2 超声速进气道/高超声速进气道不起动流态对比示意图[17]Holland[18]在来流马赫数 Ma 为 6 时对二元进气道的不起动流态进行了分析。其从流动现象的角度出发，认为当进气道内部建立了比较稳定的斜激波波系，唇罩斜激波稳定的附着在唇罩壁面上时，进气道即实现起动。Van Wie 教授[17]从进气道起动性能的角度出发，认为如果高超声速进气道的流量捕获特性未因其内部流态的改变而受到影响，就称进气道处于起动状态，否则为不起动状态。进气道的加速自起动过程是非常复杂的非定常过程
南京航空航天大学硕士学位论文流场进行了细致分析，发现不起动状态下，进气道唇罩入口前存在着严重的激波/边界层干扰诱导的大面积分离。Rodriguez[23]和 Wagner[24]等人分别利用 CFD 数值仿真方法和实验研究方法同样证实了高超声速进气道不起动的主要表现是在内收缩段入口附近存在大规模的流动分离。
【参考文献】：
期刊论文
[1]壁面粗糙度对高超声速进气道气动性能的影响[J]. 张锦昇,袁化成,卢杰,黄国平. 推进技术. 2018(08)
[2]内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响[J]. 葛严,谢文忠,靖建朋,林宇. 航空动力学报. 2017(05)
[3]高超声速进气道起动问题的理论判据新认识[J]. 潘成剑,施崇广,李怡庆,尤延铖,陈荣钱. 推进技术. 2016(11)
[4]超燃冲压发动机研究现状与趋势[J]. 夏有财,戴顺安,苏艳. 飞航导弹. 2016(08)
[5]超燃冲压发动机研究现状及控制系统关键技术[J]. 袁春飞,仇小杰. 航空发动机. 2016(04)
[6]高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性[J]. 王卫星,郭荣伟. 航空学报. 2015(10)
[7]二维高超声速进气道加速启动过程数值研究[J]. 刘雄,王翼,梁剑寒. 推进技术. 2015(03)
[8]X-51A飞行器飞行试验的故障分析[J]. 白延隆,白云. 飞航导弹. 2012(03)
[9]基于再起动特性优化的高超声速进气道设计[J]. 游进,夏智勋,刘冰,王登攀. 国防科技大学学报. 2011(04)
[10]高超声速进气道再起动特性及其影响因素数值模拟[J]. 游进,夏智勋,王登攀,方传波. 固体火箭技术. 2011(02)
博士论文
[1]高超声速进气道启动问题研究[D]. 王翼.国防科学技术大学 2008
硕士论文
[1]超声速进气道起动特性研究[D]. 陈义.航天动力技术研究院 2016
[2]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
本文编号：3562152
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：76 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
超燃冲压发动机结构示意图
且存在亚声速溢流。然而，随着马赫数的增加，在高超声速下，激波/边界层干扰问题日益突出，强烈的激波/边界层干扰导致唇口附近出现大规模的分离包，且伴随着超声速溢流，高超声速进气道的不起动流场结构明显有别于超声速进气道（图1.2所示）。流态的显著差异使得无法沿用常规的超声速进气道不起动理论来分析高超声速进气道不起动问题，飞行器从超声速时代向高超声速时代跨越的研制需求受到阻挡，为此需要针对进气道流场尤其是高超声速进气道的不起动流态进行分析，考虑高超声速进气道不起动流态对自起动性能的影响。图 1.2 超声速进气道/高超声速进气道不起动流态对比示意图[17]Holland[18]在来流马赫数 Ma 为 6 时对二元进气道的不起动流态进行了分析。其从流动现象的角度出发，认为当进气道内部建立了比较稳定的斜激波波系，唇罩斜激波稳定的附着在唇罩壁面上时，进气道即实现起动。Van Wie 教授[17]从进气道起动性能的角度出发，认为如果高超声速进气道的流量捕获特性未因其内部流态的改变而受到影响，就称进气道处于起动状态，否则为不起动状态。进气道的加速自起动过程是非常复杂的非定常过程
南京航空航天大学硕士学位论文流场进行了细致分析，发现不起动状态下，进气道唇罩入口前存在着严重的激波/边界层干扰诱导的大面积分离。Rodriguez[23]和 Wagner[24]等人分别利用 CFD 数值仿真方法和实验研究方法同样证实了高超声速进气道不起动的主要表现是在内收缩段入口附近存在大规模的流动分离。
【参考文献】：
期刊论文
[1]壁面粗糙度对高超声速进气道气动性能的影响[J]. 张锦昇,袁化成,卢杰,黄国平. 推进技术. 2018(08)
[2]内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响[J]. 葛严,谢文忠,靖建朋,林宇. 航空动力学报. 2017(05)
[3]高超声速进气道起动问题的理论判据新认识[J]. 潘成剑,施崇广,李怡庆,尤延铖,陈荣钱. 推进技术. 2016(11)
[4]超燃冲压发动机研究现状与趋势[J]. 夏有财,戴顺安,苏艳. 飞航导弹. 2016(08)
[5]超燃冲压发动机研究现状及控制系统关键技术[J]. 袁春飞,仇小杰. 航空发动机. 2016(04)
[6]高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性[J]. 王卫星,郭荣伟. 航空学报. 2015(10)
[7]二维高超声速进气道加速启动过程数值研究[J]. 刘雄,王翼,梁剑寒. 推进技术. 2015(03)
[8]X-51A飞行器飞行试验的故障分析[J]. 白延隆,白云. 飞航导弹. 2012(03)
[9]基于再起动特性优化的高超声速进气道设计[J]. 游进,夏智勋,刘冰,王登攀. 国防科技大学学报. 2011(04)
[10]高超声速进气道再起动特性及其影响因素数值模拟[J]. 游进,夏智勋,王登攀,方传波. 固体火箭技术. 2011(02)
博士论文
[1]高超声速进气道启动问题研究[D]. 王翼.国防科学技术大学 2008
硕士论文
[1]超声速进气道起动特性研究[D]. 陈义.航天动力技术研究院 2016
[2]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
本文编号：3562152
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