宽范围轴对称变几何进气道设计方法与调节规律研究
针对适用于RBCC组合动力的宽范围轴对称进气道，采用SR-71进气道设计思想研究了一种中心锥伸缩调节的变喉道设计方法，通过中心锥伸缩实现进气道自起动及宽范围内流量、压缩量的调节。 本文针对该变几何进气道研究了外压段角度、内收缩段长度及面积变化规律、唇罩压缩形式、隔离段入口角度等参数对进气道性能的影响规律，研究表明采用较小的第一级锥角能够获得较高的出口性能，内收缩段近似采用等面积变化规律时进气道综合性能较好，而采用较大的隔离段入口角度能够获得较高的起动性能，最后通过环形隔道进行附面层排移，在Ma6、7出口总压恢复系数大幅提高。基于参数研究设计了一种高性能的轴对称进气道，对其在不同工况下的调节规律和性能进行了数值仿真计算。与基准方案相比，出口总压恢复系数在Ma6、7时分别提高了13.9％、12.1%。在Ma6、7，进气道能够在6°攻角内稳定工作。针对基准方案开展了Ma3～6的风洞试验，验证了进气道典型工况下的调节规律。试验表明，Ma3.0时中心锥前伸0.341R实现自起动，中心锥后退至0.140R实现最大流量捕获，流量系数达0.609；Ma4.0时中心锥前伸0.211R实现自起动，退至设计点位置保持起动，流量系数达0.756；Ma4～7、4°攻角内进气道无须调节也能保持起动；此外，试验结果表明定常与非定常计算的自起动马赫数普遍偏高。
航空发动机;进气道设计;中心锥调节;计算机仿真
南京航空航天大学
硕士
航空宇航推进理论与工程
金志光
2014
中文
V231.3;V211.8
80
2016-03-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）