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本文设计了一种与空气涡轮火箭(ATR)发动机相匹配的带有泄流腔的二元变几何进气道,采用唇口开设泄流槽的方法拓展进气道工作马赫数上限,通过三维数值仿真研究了带弹体水平一字布局时的进气道性能和不同形状的过渡段对发动机入口畸变的影响。首先,对变几何进气道型面进行了设计,并且对其几何型面参数进行研究。结果表明:在较高来流马赫数下,采用比较大的第二级压缩角可以得到更高的进气道性能。适当提高进气道的第三级压缩角可以使进气道在设计马赫数的激波强度更平均以减小总压损失,但是会减小进气道在低来流马赫数下的流量系数。该二元变几何进气道,在Ma1.8到Ma3.5之间均可正常工作,在设计马赫数3.5时,总压恢复系数为0.519,流量系数为0.965。然后,为了拓宽进气道在超额定状态下的工作范围,在进气道唇口位置开设了泄流槽,并针对泄流槽的几何参数对进气道流场和气动性能的影响了进行数值仿真研究。结果表明:采用唇口泄流槽可将进气道工作范围上限从Ma3.5提高到Ma4.5。采用向前倾斜、宽度为1mm、(?)≥1的泄流槽可以在对进气道性能几乎不产生影响的同时改善进气道在超额定状态的流场。接着,对进气道带弹体水平一字布局的进气道开展了三维仿真,结果表明:弹身对总压恢复系数和流量系数的影响随着来流马赫数的增加而增加。在设计马赫数下,进气道入口前总压恢复系数为0.942,流量系数为0.949,进气道出口的总压恢复系数0.450,流量系数为0.913。在正攻角状态下,进气道性能有所上升,但是过高的攻角会使进气道产生分离区,而在负攻角状态下进气道性能显著下降。有侧滑角时,过渡段出口处的总压恢复系数和流量系数随侧滑角增大而减小。最后对进气道出口连接发动机进口的过渡段对总压畸变的影响进行了研究,发现总压畸变指数随过渡段长度的增加而增加。在研究的范围内,采用前急后缓中心线形状、前缓后急的面积变化规律的过渡段其总压畸变指数较低。扩大进气道出口面积可以有效降低Ma1.8时总压畸变指数。