匹配飛行器柱形前體的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法研究.pdf

1、近些年來(lái)逐漸引起人們關(guān)注的三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道，是一種具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)的高超聲速進(jìn)氣道型式。南京航空航天大學(xué)內(nèi)流研究中心在國(guó)際上首次提出了一種新型三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道概念——內(nèi)乘波式進(jìn)氣道。已有的數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)的研究結(jié)果表明，與常規(guī)型式進(jìn)氣道相比，內(nèi)乘波式進(jìn)氣道展現(xiàn)了較高的綜合性能。本文在課題組前期研究工作的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了可與高速飛行器柱形前體匹配的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道方案，開(kāi)展了此類(lèi)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)/非設(shè)計(jì)狀態(tài)的數(shù)值模擬，分析并提出了此類(lèi)內(nèi)乘波式進(jìn)

2、氣道設(shè)計(jì)參數(shù)的綜合選取原則。全文研究?jī)?nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面：
　　（1）基于基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)參數(shù)，在來(lái)流馬赫數(shù)4.0，入口氣流偏轉(zhuǎn)角8°，出口馬赫數(shù)2.0的典型設(shè)計(jì)條件下，對(duì)用于內(nèi)乘波式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)最具優(yōu)勢(shì)的ICFC基本流場(chǎng)開(kāi)展了特性研究。三維無(wú)粘計(jì)算結(jié)果表明，設(shè)計(jì)參數(shù)的變化將使流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)和位置發(fā)生改變，但均基本滿足“三波五區(qū)”流場(chǎng)特征。單一的設(shè)計(jì)參數(shù)變化，對(duì)流場(chǎng)的幾何參數(shù)和性能參數(shù)的影響是相互矛盾的，并不能同時(shí)滿足基本流場(chǎng)的選取原

3、則。這部分所得研究結(jié)果，在今后設(shè)計(jì)具有特定性能要求的進(jìn)氣道時(shí)，為如何選擇一組合適的基本流場(chǎng)參數(shù)提供了參考依據(jù)。
　?。?）在來(lái)流馬赫數(shù)4的條件下，分別基于不同入口氣流偏轉(zhuǎn)角、不同喉道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的ICFC流場(chǎng)，完成了與高速巡航導(dǎo)彈柱形前體匹配、進(jìn)口迎風(fēng)面形狀為類(lèi)似半圓形的單模塊內(nèi)乘波式進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)。三維粘性計(jì)算結(jié)果表明，設(shè)計(jì)狀態(tài)下，內(nèi)乘波式進(jìn)氣道均與其所用基本流場(chǎng)保持了類(lèi)似的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和特征。喉道馬赫數(shù)不變，入口氣流偏轉(zhuǎn)角增大，進(jìn)氣

4、道下唇口末端前移，喉道壓比和總壓恢復(fù)均顯著下降，但后者仍保持在0.662以上；入口氣流偏轉(zhuǎn)角不變，喉道馬赫數(shù)升高，進(jìn)氣道下唇口末端不變，喉道壓比顯著下降，但總壓恢復(fù)有所提升，并保持在0.655以上。各進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)狀態(tài)下均可捕獲99.2％的自由來(lái)流，這將顯著降低高速飛行器的溢流阻力。
　?。?）分析了匹配高速巡航導(dǎo)彈柱形前體的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道低馬赫數(shù)狀態(tài)下的典型流動(dòng)特征和起動(dòng)能力的影響因素。著重考慮了進(jìn)氣道溢流口位置、模塊數(shù)量、入口氣

5、流偏轉(zhuǎn)角和喉道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)能力的影響。三維粘性計(jì)算結(jié)果表明，溢流口位置由兩側(cè)改至最下端后，起動(dòng)馬赫數(shù)由3.6下降為3.3；采用單模塊方案，溢流口設(shè)置在下端后，起動(dòng)馬赫數(shù)下降為3.25；喉道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)不變，雙模塊方案下，入口氣流偏轉(zhuǎn)角每增大2°，起動(dòng)馬赫數(shù)約下降0.1；單模塊方案下，提高入口氣流偏轉(zhuǎn)角最大可使起動(dòng)馬赫數(shù)下降為3.1；入口氣流偏轉(zhuǎn)角不變，進(jìn)氣道起動(dòng)能力僅取決于內(nèi)收縮比，喉道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)每增加0.2，起動(dòng)馬赫數(shù)約減小0

6、.2。
　?。?）分析了匹配高速巡航導(dǎo)彈柱形前體的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道反壓狀態(tài)下的典型流動(dòng)特征和抗反壓能力的影響因素。完成了帶擴(kuò)張段的可兼顧進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)性能、低馬赫數(shù)起動(dòng)能力和抗反壓能力的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)。三維粘性計(jì)算結(jié)果表明，本文所設(shè)計(jì)的匹配飛行器柱形前體的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道最大承受反壓約為70倍的來(lái)流靜壓。如果選取50倍的來(lái)流靜壓為設(shè)計(jì)反壓，進(jìn)氣道的抗反壓裕度達(dá)到40%。另外，本文對(duì)于擴(kuò)張段的設(shè)計(jì)略偏保守，實(shí)際設(shè)計(jì)過(guò)程中，可在喉道