【摘要】：TBCC組合推進(jìn)系統(tǒng)具有比沖高、可重復(fù)使用,能夠水平起落等優(yōu)點(diǎn),已經(jīng)成為近年來的研究熱點(diǎn),而排氣系統(tǒng)作為組合推進(jìn)系統(tǒng)的主要推力產(chǎn)生部件,對(duì)于飛行器的總體性能至關(guān)重要。本文將通過理論分析、數(shù)值模擬與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法對(duì)Ma7一級(jí)的并聯(lián)式TBCC組合排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路與方法進(jìn)行探索研究。首先,通過文獻(xiàn)調(diào)研整理歸納出高超聲速飛行器對(duì)其排氣系統(tǒng)的一般性尺寸約束條件,采用最大推力噴管的方法獲得了沖壓噴管的壁面型線并對(duì)其進(jìn)行了截短處理。在此基礎(chǔ)上提出了下唇板旋轉(zhuǎn)的沖壓喉道面積調(diào)節(jié)方案和分流板旋轉(zhuǎn)、繞后點(diǎn)旋轉(zhuǎn)兩種渦輪喉道調(diào)節(jié)方案,通過數(shù)值模擬的方法對(duì)渦輪喉道不同調(diào)節(jié)方案的性能進(jìn)行了比較,結(jié)果表明分流板調(diào)節(jié)方案能夠獲得更好的氣動(dòng)性能,能夠滿足排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)接點(diǎn)對(duì)推力的要求。在確定了TBCC排氣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)方案之后,優(yōu)選了Ma=7.0作為排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)點(diǎn),并能同時(shí)兼顧不同飛行工況時(shí)的推力性能,在巡航點(diǎn)時(shí)推力系數(shù)達(dá)到了0.96以上。其次,針對(duì)設(shè)計(jì)完成的并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)開展了飛行包線內(nèi)典型工況的三維數(shù)值模擬,獲得了其流場(chǎng)特征與氣動(dòng)性能的變化規(guī)律,結(jié)果表明:在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi),TBCC排氣系統(tǒng)的推力系數(shù)始終保持在0.9以上,沖壓模態(tài)推力系數(shù)能夠維持在0.96以上,在設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)推力系數(shù)達(dá)到0.961。但在跨聲速飛行時(shí)噴管內(nèi)氣流處于嚴(yán)重的過膨脹狀態(tài),推力性能相對(duì)較差,不同工作模態(tài)時(shí)排氣系統(tǒng)的升力差異也較大。同時(shí),為了進(jìn)一步了解模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中排氣系統(tǒng)的性能變化,對(duì)排氣系統(tǒng)開展了準(zhǔn)動(dòng)態(tài)的三維數(shù)值模擬,結(jié)果顯示模態(tài)轉(zhuǎn)換前后排氣系統(tǒng)的升力變化較大,推力系數(shù)能夠保持在0.9以上。為了驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性,設(shè)計(jì)了并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)的縮比模型并開展了多組冷流風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),獲得了不同工況時(shí)關(guān)鍵推力型面上的壓力分布與流場(chǎng)紋影圖像,并與數(shù)值計(jì)算結(jié)果吻合良好,證明了彼此結(jié)果的可靠性。最后,為了獲得TBCC排氣系統(tǒng)在特定模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律下氣動(dòng)性能與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性,使用動(dòng)網(wǎng)格等技術(shù)對(duì)完整的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展了非定常數(shù)值模擬計(jì)算,結(jié)果表明:模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中排氣系統(tǒng)出口流場(chǎng)結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜,不同股氣流之間的相互作用產(chǎn)生的波系結(jié)構(gòu)非常明顯;在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中,排氣系統(tǒng)推力系數(shù)始終保持在0.9以上,沖壓噴管在初期推力性能較低但并未對(duì)排氣系統(tǒng)總推力造成明顯影響;受沖壓流道落壓比與下唇板的轉(zhuǎn)動(dòng)影響,排氣系統(tǒng)的升力前后變化較大。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V236

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本文編號(hào)：2667754