寬范圍定幾何高超聲速進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)研究.pdf

1、高超聲速進(jìn)氣道是吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵部件之一，其性能直接影響超燃沖壓發(fā)動機(jī)的推力特性。論文針對寬范圍定幾何高超聲速進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與低馬赫數(shù)起動性能之間的固有設(shè)計矛盾研究了一種利用氣動原理實現(xiàn)自動開啟與自動關(guān)閉的新概念自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)。
　　論文首先分析了自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)的氣動原理，并就自適應(yīng)泄壓流道主要設(shè)計參數(shù)對進(jìn)氣道正常工況下的泄漏量及進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律開展了較系統(tǒng)研究，通過Ma4唇口激波反射點(diǎn)的一個泄

2、壓槽及均布于其上游的三個泄壓槽組成的自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)，采用數(shù)值仿真方法使內(nèi)收縮比達(dá)到2.1的原型進(jìn)氣道以正常工況下不足2％的流量損失為代價實現(xiàn)了 Ma3.8自起動。之后對自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，在保證進(jìn)氣道自起動性能的同時減小泄漏量并提高進(jìn)氣道總體性能。
　　論文還針對一種內(nèi)收縮比高達(dá)2.57，采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道方案開展了風(fēng)洞試驗驗證，結(jié)果表明：風(fēng)洞試驗驗證了該大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道Ma4下的自起動性能；該進(jìn)氣

3、道寬范圍內(nèi)總體性能與抗反壓能力均較常規(guī)進(jìn)氣道顯著提高,設(shè)計狀態(tài)下進(jìn)氣道極限抗反壓能力提高了40%；此外，數(shù)值仿真與實驗數(shù)據(jù)吻合較好，進(jìn)一步說明了數(shù)值仿真結(jié)果的可信度。
　　最后，論文還針對基于自適應(yīng)泄壓控制的高性能進(jìn)氣道探索了不同內(nèi)收縮比下的自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)一般設(shè)計方法。研究發(fā)現(xiàn)：當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比達(dá)到2時，自適應(yīng)泄壓控制系統(tǒng)需要四個泄壓槽，且Ma4唇口激波反射點(diǎn)下游需要布置一個；內(nèi)收縮比較小時，可適當(dāng)減少自適應(yīng)泄壓槽的數(shù)量以及有