用于內(nèi)并聯(lián)TBCC的變幾何二元式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及氣動(dòng)研究.pdf

1、基于二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的變幾何TBCC進(jìn)氣系統(tǒng)具有幾何結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，變幾何結(jié)構(gòu)易于控制且容易實(shí)現(xiàn)，與飛行器容易實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)，具有很好的工程應(yīng)用前景。本文針對(duì)寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作的二元TBCC進(jìn)氣道的變幾何結(jié)構(gòu)要求，研究了一種光滑過(guò)渡連接的變幾何結(jié)構(gòu)方案，給出了一種簡(jiǎn)單、易行且高性能的二元TBCC變幾何進(jìn)氣道。進(jìn)氣道最高工作馬赫數(shù)4.0，在馬赫數(shù)2.5為過(guò)渡模態(tài)實(shí)現(xiàn)模態(tài)的轉(zhuǎn)換。選取幾個(gè)典型的來(lái)流馬赫數(shù)，改變進(jìn)氣道幾何構(gòu)型，通過(guò)數(shù)值模擬獲得變幾何進(jìn)氣

2、道各工況性能變化。
　　1)為了設(shè)計(jì)適于最高馬赫數(shù)4.0的TBCC進(jìn)氣道的二元進(jìn)氣道，對(duì)二元混壓式進(jìn)氣道的唇口角度與總偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行研究。二元進(jìn)氣道唇口角度過(guò)小會(huì)使得唇口激波太強(qiáng)，會(huì)引起進(jìn)氣道不起動(dòng)，唇口激波過(guò)大又會(huì)使得唇罩阻力過(guò)大，也不利于變幾何進(jìn)氣道內(nèi)收縮段設(shè)計(jì)；在相同收縮比時(shí)，外壓段總角度越大，外壓收縮比越大，此時(shí)氣流的壓縮程度更厲害，但總壓損失嚴(yán)重；
　　2)本文設(shè)計(jì)了一種幾何型面光滑的TBCC進(jìn)氣道。變幾何型面結(jié)構(gòu)有五

3、個(gè)可動(dòng)部件，一個(gè)作動(dòng)機(jī)構(gòu)，作動(dòng)機(jī)構(gòu)通過(guò)垂直運(yùn)動(dòng)來(lái)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的內(nèi)型面形狀。該變幾何結(jié)構(gòu)既簡(jiǎn)單可靠，又在整個(gè)變化過(guò)程中保持圓弧光滑過(guò)渡，能避免不必要的膨脹，具有優(yōu)秀的性能，滿足變幾何設(shè)計(jì)要求；
　　3)通過(guò)對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行三維數(shù)值模擬，研究了沖壓模態(tài)、渦輪模態(tài)以及過(guò)渡模態(tài)等一些列馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及性能。沖壓模態(tài)流量系數(shù)較大；渦輪模態(tài)總壓損失較小；過(guò)渡模態(tài)時(shí)，渦輪通道出口與沖壓通道出口壓比相同，有利于模態(tài)轉(zhuǎn)換。其中設(shè)計(jì)狀態(tài)（M∞=