高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟.pdf

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1、航空学报ActaAerOnaulicaetAstronauticaSinicaOct．252012VoJ．33No．101800-1808ISSN1000．6893CN11．1929／Vhttp：∥hkxb．buaa．educnhkxb@buaaeducn文章编号：1000—6893(2012)lO一1800—09高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟张林，张垄元*，金志光，南向军，王磊南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京2lool6摘要：针对一种工作于马赫数地一4～6范围内的高超声速二元进气道，探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案，利用数值模拟研究了接力点变几

2、何进气道的自起动性能和_M口一4～6的调节方法。结果表明：部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Mn一3．7能够实现自起动；变几何所形成的自适应放气槽放气量很小，最大放气量在2％以内，关闭自适应放气槽接力点Mn一4流量系数达到o．77；在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优，该变几何方案的调节方法是切实可用的。关键词：高超声速进气道；变几何进气道；部分压缩顶板移动；起动性能；数值模拟中图分类号：V231．3文献标识码：A迸气道的起动性能是衡量进气道性能最重要的指标之一，它直接决定进气道和整个发动机能否正常工作。而影响进气道起动性能的一个关键参数就是进气道的内收缩比，它是指进气道内

3、压缩开始位置(通常是唇口所在位置)的面积与进气道喉道面积的比值。根据Kantrowitz极限Llj可知，在来流马赫数一定时，内收缩比越大，进气道越不容易起动；但是为了提高进气道的性能，又需要让其在更高的内收缩比下正常工作，以实现较高的压缩性能口_3]，可见这二者之间存在着矛盾。长期以来，世界各国一直在致力于研究如何才能让进气道在更高的内收缩比下正常工作，采用的方法也多种多样，其中进气道变几何方案运用最多，而且最广泛。美国的Hagenmaier等对一种带有“开启”(MovingstartDoor)机构的进气道进行了数值模拟，认为这种变几何设计可以使较大内收缩比的进气道实现起动H]。国内国

4、防科学技术大学的王翼等也对这种具有“开启”机构的迸气道进行过试验验证[5]。美国的“X一43A”进气道则采用了唇口转动机构来实现进气道入口的开启，Huebner等对唇口转动过程中内收缩比变化对进气道起动过程的影响进行了研究[6]。采用这种进气道开启机构，在进气道起动之前进气道内流道是封闭的，因而没有气流通过；当外部流场正常建立后再开启进气道，超声速气流流入内流道。这种方案结构简单，但是在机构开启前后对进气道受力产生的影响非常大，而且开启过程中流场结构也比较复杂。另外，由于伸缩唇口和伸缩中心锥变几何方案在调节过程中对进气道受力的影响很小，因此也得到了很大的关注。法国的Falempin和俄

5、罗斯的GoldfeId等对进气道伸缩唇口变几何方案的起动过程进行了试验研究口]。而由于轴对称进气道具有结构简单、迎风面积利用率高、易于制造加工和变几何方式比较容易实现等优点，因此轴对称进气道伸缩中心锥变几何方案也最早受到关收稿日期：2011．10—26；退修日期：2011—11—25；录用日期：2012—01—20；网络出版时间：2012-02—0717：19网络出版地址：wwwcn¨nel／kcms／detail门11929．V20120207．1719．005．html基金项目：国家自然科学基金(90916029)*通讯作者Tel．：025．84892201—2100E·mail：

6、zkype@nuaa．edu．cn嘲臻棒武tzhangL．ZhangKY，JInzG，e{a

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9、etdeSignedwithcompreSs{blerampmovabteiActaAer∞autIcae{Astronamjcaslnica，2012·33110)：1800一1808张棒．张藿元．金志光，等．高超声速二元迸气道顶板移动交A侮方案数值模拟．航空学报．2012．33(10)：1800一{808张林等：高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟注。其中，设计最为成功的当属美国“

10、黑鸟”(SR一71)所采用的中心锥可移动轴对称变几何进气道方案[8]。日本宇航研究中心(JAXA)也对轴对称变几何进气道中可移动的中心锥体进行了改进，其中中心锥体由几个碟盘组合而成，中心锥移动后碟盘问形成封闭小盘腔，并对其进行了大量的试验研究[9。1⋯。最近，德国宇航中心(DI，R)也对一种进气道压缩顶板整体伸缩式变几何进气道方案进行了相关的数值模拟和试验研究⋯]。以上方案都是通过改变内收缩比来实现进气道在接力点马赫数的自起动，一旦起动后又通过