Bump進(jìn)氣道的機(jī)理與設(shè)計(jì)規(guī)律研究.pdf

1、本文首先介紹了國內(nèi)外超然沖壓發(fā)動機(jī)和高超聲速進(jìn)氣道的研究概況，并對Bump進(jìn)氣道做了簡單介紹。由于Bump進(jìn)氣道是采用乘波原理設(shè)計(jì)出來的，所以本文對乘波體的基本概念和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行也進(jìn)行了介紹。
　　然后本文研究了理想氣體超音速零攻角圓錐繞流的流場，詳細(xì)推導(dǎo)了Taylor-Maccoll方程，并采用四階Runge-Kutta法進(jìn)行數(shù)值求解，用C語言編寫了計(jì)算程序。
　　接著對以平面和錐面激波的交線為前緣曲線的乘波構(gòu)型建立了一套

2、完整的設(shè)計(jì)方法，并編寫了設(shè)計(jì)程序。應(yīng)用此程序，設(shè)計(jì)了一系列的凸包構(gòu)型。通過和二維平板的比較，證明了所設(shè)計(jì)的凸包構(gòu)型對前端邊界層存在著較強(qiáng)的吹出作用，并且沿著前緣線向兩側(cè)發(fā)展，吹出作用不斷增強(qiáng)。
　　在此基礎(chǔ)上，對由不同的參數(shù)設(shè)計(jì)而得的凸包構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了各設(shè)計(jì)參數(shù)對凸包表面逆壓梯度的影響規(guī)律。研究表明，當(dāng)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和激波角選定以后，隨著展向角的增加，逆壓梯度呈現(xiàn)出先減小再增大的變化規(guī)律，并在55附近達(dá)到最低點(diǎn)。馬赫數(shù)和激