喉道頂板可調(diào)側(cè)壓式進氣道初步研究.pdf

1、超燃沖壓發(fā)動機是高超聲速飛行器的理想動力裝置。高超聲速進氣道作為其重要部件而得到了國內(nèi)外有關(guān)機構(gòu)的廣泛研究。其中，高超聲速進氣道的起動性能和工作馬赫數(shù)范圍是決定超燃沖壓發(fā)動機性能的兩個重要指標(biāo)。有關(guān)文獻認為通過對進氣道進行變幾何調(diào)節(jié)可以改善進氣道的起動性能，也提出并研究了一些高超聲速進氣道變幾何方案。 本文分析了國內(nèi)外一些高超聲速進氣道變幾何方案，并用數(shù)值模擬的方法分析了溢流放氣對進氣道起動性能的影響。在此基礎(chǔ)上，針對側(cè)壓式進

2、氣道，作者提出了一種新的變幾何方案——側(cè)壓式進氣道喉道頂板可調(diào)方案。然后對該變幾何方案進行了數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)該方案可以降低進氣道的起動馬赫數(shù)，擴大進氣道的工作范圍，有望解決進氣道再起動馬赫數(shù)比起動馬赫數(shù)高所遇到的問題，同時在來流馬赫數(shù)較低時，可以改善流場的均勻性。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計了一個喉道頂板可調(diào)的進氣道模型，首次在國內(nèi)完成了這種變幾何側(cè)壓式進氣道模型的M3.85風(fēng)洞試驗，證明該進氣道在設(shè)計起動馬赫數(shù)M3.85下具有良好的自起動特性，