组合发动机进气道方案设计与性能分析.pdf

大连海事大学
硕士学位论文
组合发动机进气道方案设计与性能分析
姓名:郝海波
申请学位级别:硕士
专业:动力机械及工程
指导教师:钟兢军
20090601
摘要随着世界航天航空技术的进步,对于飞行器推进器所要满足的空间高度、飞行速度都提出了新的要求。由于不同类型的发动机在不同的飞行马赫数范围内具有各自的性能优势,因此将两种或多种发动机在每一任务段的优势进行有机结合成为目前研究的趋势。涡轮基组合发动机由于其潜在的优势,具有广阔的应用前景,而进气道做为航空推进系统重要的组成部件,其设计技术直接影响着涡轮冲本文提出涡轮发动机和冲压发动机两种相对位置以及两种迸气结构共四个方案的进气道布局设计,并借助软件对四种进气道布局方案进行了止况种涡轮发动机进气条件,殖逖狗⒍跫下流场数值计算。数值模拟结果表明:涡轮发动机和冲压发动机采用共用进气道并且冲压发动机布置在下方的气动布局方案,进气道在较宽马赫数范围内总压恢复系数高、抽吸流量小、扩压性能好并且高马赫数时阻力较小,综合性能较其他设计方案好。考虑到飞机在实际飞行时,进气道经常工作在各种不同的攻角下,由于攻角的影响,进气道的性能会发生很大的变化。本文以设计方案二为例,讨论了来流攻角对进气道性能的影响。通过数值模拟分析得出:几何可调进气道大大提高了进气道的抗攻角能力;不同的来流马赫数状态下,进气道性能受来流攻角的影响规律不同。时,进气道性能随攻角增大略微呈线性递增变化;而和时,进气道的性能随攻角呈抛物线变化。另外,进气道流场中常常会出现激波附面层相互干扰的现象,由于激波附面层的影响,进气道的性能也受到影响,本文以设计方案二为例,讨论了喉部抽吸率对进气道性能的影响。结果分析表明:超音速进气道喉部开孔抽吸,均化了进气道喉部流场,减弱了激波附面层的相互作用,有利于正激波稳定在喉部,提高了进气道性能。关键词:涡轮冲压组合发动机;可调进气道...气动布局;数值模拟;性能分析压组合发动机的研究发展。中文摘要
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日期口哕年论文作者签名葡懒叔川年氯腥论文作者签名前鴉良导师签名:大连海事大学学位论文原创性声明和使用授权说明保密口,在——年解密后适用本授权书。原创性声明学位论文版权使用授权书本人郑重声明:本论文是在导师的指导下,独立进行研究工作所取得的成果,撰写成博士/硕士学位论文组金筮动扭进氢道友塞遮过皇鲑能盆扳::。除论文中已经注明引用的内容外,对论文的研究做出重要贡献的个人和集体,均已在文中以明确方式标明。本论文中不包含任何未加明确注明的其他个人或集体已经公开发表或未公开发表的成果。本声明的法律责任由本人承担。本学位论文作者及指导教师完全了解“大连海事大学研究生学位论文提交、版权使用管理办法”,同意大连海事大学保留并向国家有关部门或机构送交学位论文的复印件和电子版,允许论文被查阅和借阅。本人授权大连海事大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索,也可采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编学位论文。保密口不保密口朐谝陨戏娇蚰诖颉岸本学位论文属于:
⒍攀黾把芯恳庖随着世界航天航空技术的进步和新军事变革以及我军武器装备水平的跨越式提高,天地往返运输技术的发展就变得越来越迫切。对于空天飞机和重复使用的航天运载器来说,不仅要实现可重复使用,而且还要满足所需空间高度、飞行速度锏礁叱、飞行距离以及更廉价进出空间的要求,其技术水平体现了一个国家自由进出空间和保持空间优势的能力【俊R虼耸澜缟弦恍┖教齑蠊后推出了可重复使用航天运载器研究策略,如美国的计划和计划、德国的计划、英国的苹叭毡镜腏苹取7⒍魑空天飞机和重复使用的航天运载器的核心部件,其系统方案和性能直接影响到飞行器的起飞方式、飞行速度、飞行高度和作用距离,进而影响到飞行器的运载能力、效能和可靠性【。可见,研究和开发具有前瞻性、战略性和带动性的发动机并开展相应的系统研究与性能分析,会对未来我国空天飞机和重复使用航天运载器的发展和应用及空间推进技术的进步产生影响并提供理论与技术支持。要实现高超声速飞行,首先必须具有适合的推进系统D壳埃仗旆苫可重复使用的航天运载器可以采用的推进系统主要有:火箭发动机烫迦剂稀液体燃料⑽椒⒍涡轮发动机、冲压发动机妥楹涎贩⒍同类型的发动机在不同的飞行马赫数范围内具有各自的性能优势。火箭发动机是推进系统中到目前为止技术最为成熟的一种发动机,其特点是不依赖大气中的氧,以自身携带的推进剂作能源,所以这种发动机可以在大气层内外工作,并且还不受飞行器飞行速度、飞行高度和外形尺寸的影响。但是,火箭发动机需要自带大量的氧化剂,通常氧化剂的重量大约占总起飞重量的,因而其比冲较低