本文利用數(shù)值仿真方法,在深入分析超聲速/高超聲速進(jìn)氣道臨界不起動(dòng)模式對(duì)自起動(dòng)性能影響的基礎(chǔ)上,對(duì)臨界不起動(dòng)模式進(jìn)行了分類,并獲得了其關(guān)鍵影響因素和轉(zhuǎn)換機(jī)制,進(jìn)一步還分析了內(nèi)收縮段喉道相對(duì)高度和三維效應(yīng)對(duì)超聲速/高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的影響。首先,設(shè)計(jì)了7個(gè)典型速域的二維超聲速/高超聲速進(jìn)氣道,并對(duì)其加速自起動(dòng)過程進(jìn)行了準(zhǔn)定常數(shù)值仿真,研究了臨界不起動(dòng)流場的轉(zhuǎn)換過程,并分析了臨界不起動(dòng)模式對(duì)自起動(dòng)性能的影響。結(jié)果顯示:隨著無粘設(shè)計(jì)自起動(dòng)馬赫數(shù)的增大,臨界不起動(dòng)流場與Kantrowitz無粘理論假設(shè)的臨界不起動(dòng)流場的差異逐漸變大。當(dāng)臨界不起動(dòng)流場處于超聲速模式時(shí),自起動(dòng)馬赫數(shù)略大于無粘設(shè)計(jì)自起動(dòng)馬赫數(shù);當(dāng)臨界不起動(dòng)流場為中間模式時(shí),自起動(dòng)馬赫數(shù)小于無粘設(shè)計(jì)自起動(dòng)馬赫數(shù);進(jìn)入高超聲速模式后,自起動(dòng)馬赫數(shù)明顯大于無粘設(shè)計(jì)自起動(dòng)馬赫數(shù)。高超聲速臨界不起動(dòng)模式下的喉道截面特征氣流參數(shù)顯著偏離無粘臨界不起動(dòng)流場,所以Kantrowitz理論以及基于該理論發(fā)展而來的系列方法不適用于預(yù)測高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能。然后,設(shè)計(jì)了二維簡化進(jìn)氣道,仿真了其加速自起動(dòng)過程,研究了內(nèi)收縮比、唇罩內(nèi)壓縮角和邊界層相... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：71 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

各類發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律

總結(jié)了大量文獻(xiàn)中的試驗(yàn)結(jié)果，得到各類進(jìn)氣道在不同條件下的起動(dòng)極限收縮比經(jīng)驗(yàn)曲線，對(duì)Kantrowitz理論預(yù)測不同速域內(nèi)進(jìn)氣道的起動(dòng)極限內(nèi)收縮比的精確度進(jìn)行了評(píng)估。從圖1.2中可以看出，由圖可知，允許起動(dòng)的最大面積收縮比隨著馬赫數(shù)的增加而增大，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，超聲速進(jìn)氣道的自起動(dòng)極限內(nèi)收縮比與Kantrowitz理論值較為接近，而Kantrowitz

的流動(dòng)發(fā)生堵塞的情況下；軟不起動(dòng)則出現(xiàn)在進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)發(fā)生大規(guī)模分離的情況下，并對(duì)經(jīng)典的Kantrowitz極限預(yù)測進(jìn)氣道再起動(dòng)收縮比的精確度進(jìn)行了評(píng)估。D. M. Van Wie還在文獻(xiàn)[13]中給出了超聲速/高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)流場的簡單對(duì)比（如圖1.4）：傳統(tǒng)超聲速進(jìn)氣道往往在唇罩入口前有一道正激波，通過正激波后的亞聲速流動(dòng)進(jìn)行溢流；而高超聲速進(jìn)氣道唇罩入口處邊界層高度相對(duì)于唇罩入口高度的比例較大，在唇罩入口前存在一非常大的分離區(qū)，分離區(qū)前緣誘導(dǎo)分離激波，通過分離激波下游的超聲速流動(dòng)實(shí)現(xiàn)溢流。相比而言，高超聲速進(jìn)氣道的不起動(dòng)流場結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]寬高比對(duì)側(cè)板前掠二維高超聲速進(jìn)氣道啟動(dòng)特性影響研究[J]. 劉雄,王翼,梁劍寒.  推進(jìn)技術(shù). 2015(04)
[2]二維高超聲速進(jìn)氣道加速啟動(dòng)過程數(shù)值研究[J]. 劉雄,王翼,梁劍寒.  推進(jìn)技術(shù). 2015(03)
[3]攻角變化對(duì)超音速進(jìn)氣道再起動(dòng)特性的影響[J]. 趙湘恒,夏智勛,方傳波,胡建新,王德全,游進(jìn).  固體火箭技術(shù). 2011(03)
[4]抽吸位置對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響[J]. 王衛(wèi)星,袁化成,黃國平,梁德旺.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2009(04)
[5]高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性數(shù)值研究[J]. 丁海河,王發(fā)民.  宇航學(xué)報(bào). 2007(06)
[6]抽吸對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)能力的影響[J]. 袁化成,梁德旺.  推進(jìn)技術(shù). 2006(06)

博士論文
[1]高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性機(jī)理研究[D]. 李祝飛.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2013
[2]高超聲速進(jìn)氣道啟動(dòng)問題研究[D]. 王翼.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2008

碩士論文
[1]二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)特性的影響因素分析[D]. 陳衛(wèi)明.南京航空航天大學(xué) 2013



本文編號(hào)：3062707