本文采用數(shù)值模擬的方法對一種二元可調(diào)進(jìn)氣道的前體開展了氣動特性研究和氣動外形方案設(shè)計,主要對進(jìn)氣道外壓縮段的一、二級壓縮面的不同氣動外形及其幾何參數(shù)進(jìn)行研究,得到幾種氣動外形下不同幾何參數(shù)對進(jìn)氣道氣動性能的影響規(guī)律,根據(jù)所得幾何參數(shù)的影響規(guī)律,確定一組幾何參數(shù)以獲得幾種氣動外形的較優(yōu)方案,并通過數(shù)值模擬得到不同進(jìn)氣道氣動外形方案在寬速域范圍內(nèi)的氣動特性。首先,設(shè)計得到滿足設(shè)計狀態(tài)的可調(diào)進(jìn)氣道的對稱面的二維型線,根據(jù)二維型線得到其三維構(gòu)型,開展豎直側(cè)板進(jìn)氣道的氣動特性研究,由于三維構(gòu)型外壓段無側(cè)板,影響進(jìn)氣道附面層等因素導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動,針對不起動原因進(jìn)行研究:設(shè)計了不同的優(yōu)化方案,采用擴(kuò)大泄流槽、調(diào)整二級壓縮面角度、改變肩部倒圓半徑、肩部后移、唇口調(diào)節(jié)等方式,以解決進(jìn)氣道的不起動問題,最終選定肩部后移的調(diào)整方案。其次,根據(jù)上文已得到的進(jìn)氣道方案,在一級壓縮面的展向外側(cè)增加乘波體外形,二級壓縮面不變,對乘波體外形的不同幾何參數(shù)進(jìn)行研究,主要參數(shù)為進(jìn)氣道前體的寬度比w₁/w₀、上表面型面控制參數(shù)前體角度θ、前緣型線控制參數(shù)n、下表面型線控制參數(shù)m...

【文章頁數(shù)】：106 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1X-43A飛行器

圖1.1X-43A飛行器圖1.2X-51A飛行器繼X-43A之后，美國又在2009年10月進(jìn)行了馬赫數(shù)4.5-6.5一級的乘波體、單模塊沖壓發(fā)動機(jī)飛行演示驗證，驗證了包括沖壓發(fā)動機(jī)、飛行器/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計以及多種優(yōu)化技術(shù)[2]。近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全和....

圖1.2X-51A飛行器繼X-43A之后，美國又在2009年10月進(jìn)行了馬赫數(shù)4.5-6.5一級的乘波體、單模塊沖壓發(fā)動

圖1.1X-43A飛行器圖1.2X-51A飛行器繼X-43A之后，美國又在2009年10月進(jìn)行了馬赫數(shù)4.5-6.5一級的乘波體、單模塊沖壓發(fā)動機(jī)飛行演示驗證，驗證了包括沖壓發(fā)動機(jī)、飛行器/推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計以及多種優(yōu)化技術(shù)[2]。近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全和....

圖2.1進(jìn)氣道二維構(gòu)型示意圖

第2章第二章進(jìn)氣道二維型面設(shè)計及氣動特性分析2.1物理模型與計算方法圖2.1給出了進(jìn)氣道的三維構(gòu)型及板位型線示意圖。本文所研究進(jìn)氣道為喉道可調(diào)的變幾何進(jìn)氣道，一二級壓縮面之間由轉(zhuǎn)軸連接，一級壓縮面位置固定，二級壓縮面可繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，從而實現(xiàn)進(jìn)氣道喉道高度可調(diào)節(jié)，以滿足來流條件....

圖2.2進(jìn)氣道二維構(gòu)型網(wǎng)格圖

圖2.1進(jìn)氣道二維構(gòu)型示意圖圖2.2進(jìn)氣道二維構(gòu)型網(wǎng)格圖圖2.2給出了設(shè)計狀態(tài)下的進(jìn)氣道二維構(gòu)型的網(wǎng)格圖，網(wǎng)格量為6萬。采用fluent數(shù)值模擬軟件進(jìn)行計算，采用基于密度的有限體積法求解N-S方程，湍流模型為SA模型，通量空間離散采用二階精度，時間為隱式推進(jìn)，收斂準(zhǔn)則用到....

本文編號：3928087