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基于二元进气道设计的TBCC推进系统变几何机构简单,易于实现,并且参考其扩张分流段的设计经验,可将流量捕获能力强、压缩效率高的内乘波进气道应用到TBCC推进系统中。本文首先基于一体化二元进气道设计了变几何TBCC进气道,研究了分流段设计参数对各状态进气道性能的影响,并对二元TBCC进气道典型马赫数下流场特征进行数值模拟分析。随后将压缩效率高的三维内乘波进气道应用到TBCC推进系统中,设计了适合其三维曲面的压缩段变几何方案,保证喉道形状为规则的矩形;参考二元TBCC进气道扩张分流段变几何结构及设计参数,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,并对不同工作模态下内乘波TBCC进气道的流场特性进行了分析。主要内容如下:1.为了设计一体化二元基础型面,对进气道的侧板、前体构型进行研究。折线前缘的侧板构型在增加低能流溢流量、提高内流品质的同时,减小主流区流量损失,保证了综合推阻性能;适当宽度的类乘波前体可以保证内流性能,同时其迎风阻力较小。2.设计了二元TBCC变几何方案,保证可动部件过渡光滑,研究了典型工作状态下分流段参数对进气道流动特性的影响。扩张角过大时,通道内分离区较大,出口性能参数较低;扩张角较小时,进气道出口性能良好,但结构重量较大。分流板长度过大时,载荷过大,且设计状态下分离区靠近结尾激波损失较大;分流板长度过小时,马赫数2.5状态下涡轮通道中容易形成分离,降低出口气流品质。3.研究了二元TBCC进气道流动特性,进气道流量系数在0.59~0.86之间;冲压模态出口总压恢复系数为0.53~0.81,过渡模态涡轮出口总压恢复为0.73~0.85,冲压出口总压恢复为0.75~0.79;过渡模态下,增大涡轮通道开度,改善了涡轮通道中流动分离现象,而冲压出口气流品质不至于下降太多,可以兼顾下游发动机的需求。4.将内乘波进气道应用到TBCC推进系统,提出了适合其三维压缩曲面的变几何方案,喉道形状保持规则的矩形;在侧壁处增加旁路,低马赫数情况下打开放气旁路,保证进气道成功起动;参考二元TBCC进气道扩张分流段的设计经验,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,得到了完整的内乘波TBCC进气道造型。5.对内乘波TBCC进气道流动特性进行了研究,进气道流量捕获系数在0.8~0.997之间,设计状态下几乎实现了全流量捕获;冲压状态出口总压恢复系数为0.45~0.84,过渡状态涡轮出口总压恢复为0.8~0.89之间,冲压出口总压恢复系数约为0.7。