內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道氣動設(shè)計與分析.pdf

1、TBCC推進系統(tǒng)有機地結(jié)合了渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機在不同馬赫數(shù)下的優(yōu)勢,使飛行器在飛行范圍內(nèi)的性能得到最大程度的展現(xiàn),因此針對TBCC推進系統(tǒng)特別是其核心技術(shù)的進排氣系統(tǒng)的研究有著相當(dāng)重要的意義,本文主要開展了飛行馬赫數(shù)范圍0～5的內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的氣動設(shè)計和數(shù)值仿真研究。
　　 本文首先給出了內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的氣動型面設(shè)計思路和變幾何設(shè)計方案,采用等熵壓縮型面以及弧形作動板,構(gòu)造了內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道在5個典型來

2、流馬赫數(shù)下的二維和三維數(shù)學(xué)模型,對其流場進行了數(shù)值仿真,分析了進氣道流場和出口性能參數(shù)在相同來流馬赫數(shù)下隨反壓的變化規(guī)律以及隨著來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律。計算結(jié)果表明,相同來流馬赫數(shù)下隨著出口反壓的上升,內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的出口馬赫數(shù)不斷下降,溫升比不斷上升,總壓恢復(fù)隨出口反壓的上升而上升;隨著來流馬赫數(shù)的升高,內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的流量系數(shù)、出口壓比、溫升比不斷上升,總壓恢復(fù)系數(shù)不斷下降,進氣道的進氣流量在一定范圍之內(nèi)波動。

3、　　 其次本文開展了對內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的轉(zhuǎn)級過渡過程的研究,采用動網(wǎng)格技術(shù)、非定常計算等技術(shù)手段模擬了轉(zhuǎn)級過渡態(tài)的動態(tài)變化過程,并與分流板位于某幾個開度位置時的定常計算結(jié)果進行了對比,不考慮通道出口反壓的變化,研究結(jié)果表明:通道進口氣流的總壓損失對通道的抗反壓能力的影響十分顯著;隨著分流板位置的移動,渦輪通道和沖壓通道內(nèi)的流量、總壓恢復(fù)、溫升比和出口馬赫數(shù)等性能參數(shù)均隨之發(fā)生改變;定常數(shù)值模擬無法準確描述內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道的

4、轉(zhuǎn)級過渡過程,研究進氣道轉(zhuǎn)級過渡必須考慮其動態(tài)影響。
　　 最后本文針對雙模態(tài)工作時通道出口反壓對內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道流場的影響以及渦輪和沖壓通道之間出口反壓的相互影響進行了研究,結(jié)果表明:其中一個通道的結(jié)尾激波推至分流通道進口時,其氣流流量急劇下降,并對另一通道產(chǎn)生影響,形成氣動耦合效應(yīng),這種氣動耦合現(xiàn)象內(nèi)有可能存在非定常流動;出口反壓造成的逆壓力梯度會改變通道內(nèi)結(jié)尾激波位置,反壓對雙通道流量分配的調(diào)節(jié)能力十分有限,因此對兩