寬范圍定幾何高超聲速進氣道自適應泄壓控制技術研究.pdf

1、高超聲速進氣道是吸氣式高超聲速飛行器的關鍵部件之一，其性能直接影響超燃沖壓發(fā)動機的推力特性。論文針對寬范圍定幾何高超聲速進氣道高低馬赫數下的總體性能與低馬赫數起動性能之間的固有設計矛盾研究了一種利用氣動原理實現自動開啟與自動關閉的新概念自適應泄壓控制系統(tǒng)。
　　論文首先分析了自適應泄壓控制技術的氣動原理，并就自適應泄壓流道主要設計參數對進氣道正常工況下的泄漏量及進氣道性能的影響規(guī)律開展了較系統(tǒng)研究，通過Ma4唇口激波反射點的一個泄

2、壓槽及均布于其上游的三個泄壓槽組成的自適應泄壓控制系統(tǒng)，采用數值仿真方法使內收縮比達到2.1的原型進氣道以正常工況下不足2％的流量損失為代價實現了 Ma3.8自起動。之后對自適應泄壓控制系統(tǒng)進行優(yōu)化設計，在保證進氣道自起動性能的同時減小泄漏量并提高進氣道總體性能。
　　論文還針對一種內收縮比高達2.57，采用自適應泄壓控制的二元高超進氣道方案開展了風洞試驗驗證，結果表明：風洞試驗驗證了該大內收縮比進氣道Ma4下的自起動性能；該進氣

3、道寬范圍內總體性能與抗反壓能力均較常規(guī)進氣道顯著提高,設計狀態(tài)下進氣道極限抗反壓能力提高了40%；此外，數值仿真與實驗數據吻合較好，進一步說明了數值仿真結果的可信度。
　　最后，論文還針對基于自適應泄壓控制的高性能進氣道探索了不同內收縮比下的自適應泄壓控制系統(tǒng)一般設計方法。研究發(fā)現：當進氣道內收縮比達到2時，自適應泄壓控制系統(tǒng)需要四個泄壓槽，且Ma4唇口激波反射點下游需要布置一個；內收縮比較小時，可適當減少自適應泄壓槽的數量以及有