非均勻進(jìn)口對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管性能影響的研究.pdf

1、吸氣式高超聲速飛行器理想的推進(jìn)系統(tǒng)是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管與燃燒室直接相連，由于沒(méi)有收縮段和幾何喉道對(duì)燃燒室出口非均勻氣流的整流，使得尾噴管的進(jìn)口氣流具有相當(dāng)大的不均勻性，而目前尾噴管的設(shè)計(jì)和性能計(jì)算，都假定進(jìn)口參數(shù)均勻，尾噴管實(shí)際進(jìn)口氣流的非均勻性對(duì)基于均勻進(jìn)口參數(shù)設(shè)計(jì)的尾噴管的氣動(dòng)性能有怎樣的影響，以及怎樣改進(jìn)非均勻進(jìn)口條件下的尾噴管性能等，都亟需研究，針對(duì)這一問(wèn)題，本文進(jìn)行了以下研究:
　　首先，以給定的馬赫數(shù)

2、非均勻分布為目標(biāo)，設(shè)計(jì)了均勻出口、非均勻出口的設(shè)備噴管，并對(duì)設(shè)備噴管的出口流場(chǎng)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)校核，試驗(yàn)校核的結(jié)果與設(shè)計(jì)值偏差很小，最大相對(duì)偏差僅為1.95％，最大均方根偏差不到0.016，說(shuō)明設(shè)備噴管的設(shè)計(jì)合理，其出口流場(chǎng)的氣流品質(zhì)很高，能滿足后續(xù)研究的要求。
　　其次，對(duì)基于均勻進(jìn)口參數(shù)設(shè)計(jì)的尾噴管進(jìn)行了均勻進(jìn)口、非均勻進(jìn)口條件的數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明:非均勻進(jìn)口造成了欠膨脹狀態(tài)的尾噴管推力下降3％～5％，負(fù)升力增加3％～17％

3、，而過(guò)膨脹狀態(tài)的尾噴管性能所受的影響更大。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了冷流風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)與數(shù)值模擬的壁面壓力分布吻合良好，驗(yàn)證了數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性。
　　最后，對(duì)考慮進(jìn)口非均勻設(shè)計(jì)的尾噴管進(jìn)行了數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究，并與均勻進(jìn)口參數(shù)設(shè)計(jì)的尾噴管進(jìn)行了氣動(dòng)性能對(duì)比，對(duì)比的結(jié)果表明:即使考慮進(jìn)口非均勻設(shè)計(jì)的尾噴管出口面積減小了5.1％，在欠膨脹狀態(tài)下，其非均勻進(jìn)口條件下的性能依然優(yōu)于均勻進(jìn)口參數(shù)設(shè)計(jì)的尾噴管，且對(duì)相似非均勻分布、不同非均勻程度的進(jìn)