二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)特性的影響因素分析.pdf

1、二元高超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，流場(chǎng)均勻性好，是吸氣式高超聲速飛行器常用的一種進(jìn)氣道構(gòu)型。為實(shí)現(xiàn)定幾何寬范圍工作，通常需將進(jìn)氣道內(nèi)收縮比設(shè)計(jì)的較大，而這會(huì)帶來起動(dòng)問題。美國(guó)X-51A高超聲速飛行器的第二次試飛失敗將高超進(jìn)氣道的起動(dòng)問題提升到一個(gè)新的高度。本文主要針對(duì)類X-51A這種大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道自起動(dòng)性能開展研究，希望可以獲得影響進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的主要因素。
　　論文首先對(duì)二元高超進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的數(shù)值仿真方法進(jìn)行了研究，并與風(fēng)洞試

2、驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。研究表明，采用文中定常方法獲得的進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)與非定常計(jì)算結(jié)果一致，且可以大幅縮短計(jì)算時(shí)間，減少內(nèi)存消耗。采用RNGk-S湍流模型進(jìn)行自起動(dòng)性能仿真時(shí)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)更吻合。
　　其次，文中通過數(shù)值仿真分析了大內(nèi)收縮比二元進(jìn)氣道自起動(dòng)過程流場(chǎng)演變。研究發(fā)現(xiàn)，側(cè)向溢流造成進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)流量系數(shù)較低；自起動(dòng)過程中，隨來流馬赫數(shù)增大，內(nèi)壓段頂板分離區(qū)會(huì)向下游移動(dòng)，并穩(wěn)定在側(cè)板根部附近；在自起動(dòng)馬赫數(shù)附近，性能參

3、數(shù)連續(xù)變化，無突變現(xiàn)象，這與側(cè)板后掠型二元進(jìn)氣道明顯不同。
　　論文重點(diǎn)對(duì)影響進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的主要設(shè)計(jì)參數(shù)開展了參數(shù)化研究。研究發(fā)現(xiàn)，側(cè)向溢流能夠顯著降低大內(nèi)收縮比二元進(jìn)氣道的自起動(dòng)馬赫數(shù)，但隨著側(cè)向溢流窗面積加大至一定程度，自起動(dòng)馬赫數(shù)的下降變得不明顯；在側(cè)板根部收縮比不變的前提下，隨內(nèi)收縮比增加，自起動(dòng)馬赫數(shù)出現(xiàn)先下降后上升的變化規(guī)律；僅增加側(cè)板根部?jī)?nèi)收縮比時(shí)，進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)會(huì)顯著上升；采用直線型唇口內(nèi)型面，自起動(dòng)馬赫數(shù)