二元高超聲速進(jìn)氣道變幾何技術(shù)研究.pdf

1、本文采用數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法對(duì)二元高超聲速進(jìn)氣道變幾何技術(shù)開展了研究，提出了一種兼顧進(jìn)氣道流量捕獲與內(nèi)收縮比可控雙重控制的二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路，給出了具體設(shè)計(jì)流程，并對(duì)典型氣動(dòng)方案開展了三維數(shù)值評(píng)估及二維非定常動(dòng)態(tài)特性分析。
　　首先，對(duì)兩種不同唇罩構(gòu)形二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道開展了高速風(fēng)洞試驗(yàn)研究，對(duì)進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能、起動(dòng)特性及再起動(dòng)特性進(jìn)行了試驗(yàn)評(píng)估。結(jié)果表明:Ma=6.0時(shí)，兩種唇罩構(gòu)形的變幾何進(jìn)氣

2、道均能正常起動(dòng)工作;Ma=5.0時(shí)，豎直唇罩變幾何進(jìn)氣道不起動(dòng)，而后掠唇罩變幾何進(jìn)氣道則可正常起動(dòng)工作。豎直唇罩變幾何進(jìn)氣道Ma=5.0不起動(dòng)時(shí)在豎直唇口附近形成較大的呈一定周期性變化的氣流分離包，分離包前形成的后傾激波將無(wú)法通過(guò)進(jìn)氣道的氣流溢出口外。后掠唇罩變幾何進(jìn)氣道在Ma=5.0時(shí)可以實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)，且在此過(guò)程中進(jìn)氣道進(jìn)口前氣流分離包經(jīng)歷了大幅吞吐、逐漸減小直至最后吞入消失的變化過(guò)程。
　　其次，采用數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果結(jié)合的

3、方法對(duì)變幾何進(jìn)氣道流動(dòng)特性進(jìn)行了細(xì)致分析，給出了變幾何進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。結(jié)果表明:采用的數(shù)值仿真方法可以較為準(zhǔn)確地模擬高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)外流動(dòng)，數(shù)值仿真結(jié)果可信。與豎直唇罩相比，唇罩后掠提高了進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，大大改善了進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。據(jù)此提出了一種基于唇罩后掠角度控制的變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路，數(shù)值模擬研究并給出了進(jìn)氣道性能隨后掠角度的變化規(guī)律。
　　再次，提出了一種兼顧進(jìn)氣道流量捕獲能力、自起動(dòng)能力及高馬赫數(shù)壓縮能力的內(nèi)收縮比可控

4、的二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路，分析并揭示了內(nèi)收縮比可控的幾何變化原理，研究了典型幾何設(shè)計(jì)參數(shù)的影響變化規(guī)律及選取原則，給出了具體的設(shè)計(jì)流程，據(jù)此設(shè)計(jì)了二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道氣動(dòng)方案，給出了幾何變化規(guī)律及兩種唇罩設(shè)計(jì)方案。理論分析與數(shù)值仿真結(jié)果表明:通過(guò)合理幾何設(shè)計(jì)參數(shù)配置，該變幾何方案可在寬速域范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣道流量捕獲能力及內(nèi)收縮比的雙重控制。設(shè)計(jì)狀態(tài)下定/變幾何進(jìn)氣道性能相同，非設(shè)計(jì)來(lái)流狀態(tài)下，變幾何進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能優(yōu)于定幾

5、何進(jìn)氣道，且來(lái)流狀態(tài)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)越大，兩者偏差越大。Ma=4.0時(shí)，相比于相同來(lái)流狀態(tài)下的定幾何進(jìn)氣道，變幾何進(jìn)氣道的流量系數(shù)提高了21％，總壓恢復(fù)系數(shù)提高了9％，隔離段出口馬赫數(shù)增加了15％，而靜壓比則降低了24％。變幾何進(jìn)氣道的穩(wěn)定工作范圍大于定幾何進(jìn)氣道，但抗反壓能力稍差。
　　最后，采用經(jīng)過(guò)校驗(yàn)的非定常數(shù)值仿真方法研究了唇罩移動(dòng)過(guò)程對(duì)變幾何進(jìn)氣道氣動(dòng)性能及再起動(dòng)性能的影響，結(jié)果顯示:不同來(lái)流馬赫數(shù)下唇罩移動(dòng)對(duì)變幾何進(jìn)氣