組合發(fā)動機進氣道方案設計與性能分析.pdf

1、隨著世界航天航空技術的進步，對于飛行器推進器所要滿足的空間高度、飛行速度都提出了新的要求。由于不同類型的發(fā)動機在不同的飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)具有各自的性能優(yōu)勢，因此將兩種或多種發(fā)動機在每一任務段的優(yōu)勢進行有機結合成為目前研究的趨勢。渦輪基組合發(fā)動機由于其潛在的優(yōu)勢，具有廣闊的應用前景，而進氣道做為航空推進系統(tǒng)重要的組成部件，其設計技術直接影響著渦輪沖壓組合發(fā)動機的研究發(fā)展。 本文提出渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機兩種相對位置以及兩種進氣結構共

2、四個方案的進氣道布局設計，并借助FLUENT軟件對四種進氣道布局方案進行了8種工況(4種渦輪發(fā)動機進氣條件，4種沖壓發(fā)動機進氣條件)下流場數(shù)值計算。數(shù)值模擬結果表明：渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機采用共用進氣道并且沖壓發(fā)動機布置在下方的氣動布局方案，進氣道在較寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)總壓恢復系數(shù)高、抽吸流量小、擴壓性能好并且高馬赫數(shù)時阻力較小，綜合性能較其他設計方案好。 考慮到飛機在實際飛行時，進氣道經(jīng)常工作在各種不同的攻角下，由于攻角的影響，進

3、氣道的性能會發(fā)生很大的變化。本文以設計方案二為例，討論了來流攻角對進氣道性能的影響。通過數(shù)值模擬分析得出：幾何可調(diào)進氣道大大提高了進氣道的抗攻角能力；不同的來流馬赫數(shù)狀態(tài)下，進氣道性能受來流攻角的影響規(guī)律不同。1.9Ma時，進氣道性能隨攻角增大略微呈線性遞增變化；而2.5Ma和3.0Ma時，進氣道的性能隨攻角呈拋物線變化。 另外，進氣道流場中常常會出現(xiàn)激波附面層相互干擾的現(xiàn)象，由于激波附面層的影響，進氣道的性能也受到影響，本文以