寬范圍定幾何高超聲速進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)研究.pdf

1、高超聲速進(jìn)氣道是吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵部件之一，其性能直接影響超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。論文針對(duì)寬范圍定幾何高超聲速進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與低馬赫數(shù)起動(dòng)性能之間的固有設(shè)計(jì)矛盾研究了一種利用氣動(dòng)原理實(shí)現(xiàn)自動(dòng)開啟與自動(dòng)關(guān)閉的新概念自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)。
　　論文首先分析了自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)的氣動(dòng)原理，并就自適應(yīng)泄壓流道主要設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道正常工況下的泄漏量及進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律開展了較系統(tǒng)研究，通過Ma4唇口激波反射點(diǎn)的一個(gè)泄

2、壓槽及均布于其上游的三個(gè)泄壓槽組成的自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)，采用數(shù)值仿真方法使內(nèi)收縮比達(dá)到2.1的原型進(jìn)氣道以正常工況下不足2％的流量損失為代價(jià)實(shí)現(xiàn)了 Ma3.8自起動(dòng)。之后對(duì)自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在保證進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的同時(shí)減小泄漏量并提高進(jìn)氣道總體性能。
　　論文還針對(duì)一種內(nèi)收縮比高達(dá)2.57，采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道方案開展了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明：風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了該大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道Ma4下的自起動(dòng)性能；該進(jìn)氣

3、道寬范圍內(nèi)總體性能與抗反壓能力均較常規(guī)進(jìn)氣道顯著提高,設(shè)計(jì)狀態(tài)下進(jìn)氣道極限抗反壓能力提高了40%；此外，數(shù)值仿真與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，進(jìn)一步說明了數(shù)值仿真結(jié)果的可信度。
　　最后，論文還針對(duì)基于自適應(yīng)泄壓控制的高性能進(jìn)氣道探索了不同內(nèi)收縮比下的自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)一般設(shè)計(jì)方法。研究發(fā)現(xiàn)：當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比達(dá)到2時(shí)，自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)需要四個(gè)泄壓槽，且Ma4唇口激波反射點(diǎn)下游需要布置一個(gè)；內(nèi)收縮比較小時(shí)，可適當(dāng)減少自適應(yīng)泄壓槽的數(shù)量以及有