渦槳飛機進(jìn)氣道設(shè)計方法及性能研究.pdf

1、上世紀(jì)70年代以來，螺旋槳飛機由于推進(jìn)效率高和經(jīng)濟性好等優(yōu)點而重新受到重視與發(fā)展。由于結(jié)構(gòu)上的兼容性要求，使其進(jìn)氣道幾何型面設(shè)計具有一定難度。結(jié)構(gòu)特殊性加上螺旋槳滑流影響使進(jìn)氣道流場復(fù)雜化，因此快速參數(shù)化設(shè)計出性能良好的渦槳進(jìn)氣道具有重要意義。
　　本文采用唇冠到唇脊變厚度唇口設(shè)計；基于環(huán)形截面方法設(shè)計主通道，設(shè)計幾何特征參數(shù)沿通道變化規(guī)律，改造S型曲線公式以適用渦槳進(jìn)氣道中心線設(shè)計要求，提出擴展角采用Nurbs曲線變化規(guī)律。并根

2、據(jù)單勺進(jìn)氣道設(shè)計算法，在Nussyppag體系下編程開發(fā)了單勺進(jìn)氣道可視化造型軟件TurboPropInlet。
　　針對設(shè)計馬赫為0.5的單勺進(jìn)氣道模型，本文研究了幾何參數(shù)對單勺進(jìn)氣道性能的影響，主要結(jié)論如下：唇脊收縮比對唇口設(shè)計性能影響大于唇冠收縮比；進(jìn)出口偏距越大或喉道擴展角越大，出口總壓畸變指數(shù)越大；主通道采用先擴張后收縮方式能很大程度上減小出口總壓畸變指數(shù)。優(yōu)選模型設(shè)計性能良好，設(shè)計狀態(tài)下總壓恢復(fù)系數(shù)為0.9864，總壓