并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)的氣動設(shè)計、性能研究及初步優(yōu)化.pdf

1、本文首先利用特征線法獲得了二維非對稱噴管型面的設(shè)計程序。設(shè)計過程中采用熱理想氣體模型，即Cp僅是溫度的函數(shù)?？紤]了燃?xì)馐腔旌蠚怏w的事實，其比熱可根據(jù)燃?xì)飧鱾€組分的比熱得到。另外還討論了不同余氣系數(shù)下燃?xì)獗葻犭S溫度變化的規(guī)律。
　　 然后利用該程序，設(shè)計了一系列非對稱噴管構(gòu)形，討論了不同非對稱因子G和不同截短程度時噴管的性能，最后確定選擇非對稱因子G等于0.3，上壁面長度等于800mm,下壁面長度等于200mm的SERN截短型面，

2、作為整個TBCC排氣系統(tǒng)的基準(zhǔn)型面。在此基礎(chǔ)之上，構(gòu)建了二維上下并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)的氣動方案以及幾何調(diào)節(jié)方案。
　　 其次，對該排氣系統(tǒng)氣動方案進(jìn)行了詳細(xì)的二維流場計算研究，通過對計算結(jié)果的分析，本文認(rèn)為在渦輪發(fā)動機(jī)單獨工作時，沖壓通道必須打開，并且確定了各個馬赫數(shù)下唇口板角度的最佳位置。利用非定常模型以及動網(wǎng)格技術(shù)，對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程0～30s進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果顯示，整個過程中排氣系統(tǒng)推力平穩(wěn)增加，用以平衡飛行姿態(tài)調(diào)整導(dǎo)致的

3、阻力增加，總的推力系數(shù)也隨時間的推移而逐漸增加；升力則在t=5s左右達(dá)到最大值之后，在渦輪發(fā)動機(jī)加力關(guān)閉過程中，突然降低。在Ma=3.0~4.0飛行范圍內(nèi)，推力系數(shù)在Ma=3.25左右達(dá)到最高，此時最接近理想膨脹；且欠膨脹時升力性能較好。
　　 最后還根據(jù)非支配排序遺傳算法編制了多目標(biāo)優(yōu)化程序，并將其和商用計算流軟件Fluent以及網(wǎng)格劃分軟件ICEM相結(jié)合，構(gòu)成了流場參數(shù)的多目標(biāo)優(yōu)化平臺。利用該平臺，對利用下唇口二次流噴射改善