二元低音爆超声速进气道的流动特性与流动控制研究

发布时间：2021-04-23 06:20

　　超声速进气道作为民用超声速飞行器的一个主要迎风部件,由其产生的激波是飞行器音爆噪声的主要来源,因此开展低音爆进气道研究对于改善民用超声速飞行器的音爆特性具有重要意义。本文设计了一种二元低音爆超声速进气道,其具有零度外唇罩角和发散等熵压缩前体两个典型特征,并对该种进气道的流动特性和流动控制措施开展了仿真研究。研究结果表明,低音爆进气道的前体发散压缩波会在唇罩内表面上形成非规则反射,由此产生弯曲激波和相应的口部亚声速区。这种流场结构分别导致进气道在M0=1.8、2.0时的临界总压恢复系数降低了2.3%、5.5%,而在M0=2.5工况下的总压恢复系数变化变得敏感。在对低音爆进气道开展的参数化研究中发现,当其前体等熵压缩角θ2及二级唇罩角δ2越大、压缩波发散程度hc/h0和肩部倒圆半径R越小时,非规则反射形成的弯曲激波越强,这将导致进气道的流量系数最高降低1.8%;而其临界总压恢复系数则会因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,低音爆进气道的音爆强度与外压式进气道相比降低了98.6%,但当其设计参数改变、来流马赫数降低或进入亚临界状态时,其音爆强度将大... 

【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校

【文章页数】：72 页

【学位级别】：硕士

【文章目录】：
摘要
abstract
注释表
第一章 绪论
    1.1 研究背景
    1.2 国内外研究现状
        1.2.1 低音爆进气道的性能分析
        1.2.2 低音爆进气道的优化设计
        1.2.3 低音爆进气道的流动控制研究
    1.3 本文的主要研究内容
第二章 物理模型与仿真方法
    2.1 物理模型
        2.1.1 低音爆进气道与常规外压式进气道的二维设计
        2.1.2 低音爆进气道及涡流发生器的三维设计
    2.2 数值仿真方法
    2.3 算例验证
第三章 二元低音爆进气道的基本流动特性研究
0=2.0）的流动特性">    3.1 额定状态下（M₀=2.0）的流动特性
0=1.8）的流动特性">    3.2 亚额定状态下（M₀=1.8）的流动特性
0=2.5）的流动特性">    3.3 超额定状态下（M₀=2.5）的流动特性
    3.4 不同工况下的音爆特性
    3.5 本章小结
第四章 典型设计参数对低音爆进气道流动特性的影响
    4.1 研究模型
    4.2 不同前体设计参数的影响
    4.3 不同二级唇罩角的影响
    4.4 不同肩部倒圆半径的影响
    4.5 不同设计参数下的音爆特性
    4.6 本章小结
第五章 大后掠涡流发生器对低音爆进气道流动控制的探索研究
    5.1 大后掠涡流发生器对激波/边界层干扰的控制研究
    5.2 大后掠涡流发生器安装位置的影响
    5.3 大后掠涡流发生器高度的影响
    5.4 本章小结
第六章 结论与展望
    6.1 结论
    6.2 工作展望
参考文献
致谢
在学期间的研究成果及发表的学术论文


【参考文献】：
期刊论文
[1]超音速客机音爆问题初步研究[J]. 冯晓强,李占科,宋笔锋.  飞行力学. 2010(06)
[2]超声速民用飞机的复苏[J]. 马援.  国际航空. 2007(12)



本文编号：3154804