航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2007年
6期
1287-1295
,共9页
航空、航天推进系统%冲压发动机%双下侧布局%二元超声速进气道%掺混气动特性%气流入射角
航空、航天推進繫統%遲壓髮動機%雙下側佈跼%二元超聲速進氣道%摻混氣動特性%氣流入射角
항공、항천추진계통%충압발동궤%쌍하측포국%이원초성속진기도%참혼기동특성%기류입사각
针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.
針對一種遲壓髮動機用設計飛行馬赫數範圍為2.5～3.5的雙下側佈跼二元超聲速進氣道摻混氣動特性開展瞭高速風洞實驗和一體化數值倣真研究.研究結果錶明:(1)在混和段內氣流是通過兩股氣流的撞擊以及橫截麵上二次流形成的鏇渦不斷摻混的,這也是混和段氣流損失的主要原因.採用二元進氣道的雙下側佈跼在整箇混和段內氣流除瞭在射流區內不均勻外,在1.5D截麵至摻混段齣口截麵4.5D處慢慢趨嚮均勻.(2)摻混段齣口截麵與進氣道齣口截麵總壓恢複繫數變化規律一緻.隨著來流馬赫數和側滑角的增大,摻混段齣口截麵總壓恢複繫數均是逐漸下降,而隨著迎角的增大其總壓恢複繫數是提高的.(3)導流段損失和混和段損失均隨著來流馬赫數和側滑角的增大而增大,整箇摻混段損失增大.而隨著迎角的增大,由于導流段損失逐漸下降,混和段損失變化不大,所以整箇摻混段損失是降低的.(4)隨著導流角的增加,進氣道的總壓恢複繫數幾乎未受影響,而摻混段的總壓損失呈線性提高.研究範圍內隨著導流角的增大,氣流導流段的總壓損失幾乎不變的,而由于徑嚮速度分量增大,混和段損失增加,同時摻混齣口截麵承受反壓能力降低.
침대일충충압발동궤용설계비행마혁수범위위2.5～3.5적쌍하측포국이원초성속진기도참혼기동특성개전료고속풍동실험화일체화수치방진연구.연구결과표명:(1)재혼화단내기류시통과량고기류적당격이급횡절면상이차류형성적선와불단참혼적,저야시혼화단기류손실적주요원인.채용이원진기도적쌍하측포국재정개혼화단내기류제료재사류구내불균균외,재1.5D절면지참혼단출구절면4.5D처만만추향균균.(2)참혼단출구절면여진기도출구절면총압회복계수변화규률일치.수착래류마혁수화측활각적증대,참혼단출구절면총압회복계수균시축점하강,이수착영각적증대기총압회복계수시제고적.(3)도류단손실화혼화단손실균수착래류마혁수화측활각적증대이증대,정개참혼단손실증대.이수착영각적증대,유우도류단손실축점하강,혼화단손실변화불대,소이정개참혼단손실시강저적.(4)수착도류각적증가,진기도적총압회복계수궤호미수영향,이참혼단적총압손실정선성제고.연구범위내수착도류각적증대,기류도류단적총압손실궤호불변적,이유우경향속도분량증대,혼화단손실증가,동시참혼출구절면승수반압능력강저.
