可调内转进气道数值模拟

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摘要涡轮基组合循环动力装置是和未来高超声速飞行器最相匹配的推进系统之一。本文以内并联结构的TBCC发动机为基础，开展马赫数2.5到马赫数6.0的双通道内转可调进气道设计工作,工作分为Ma2.5-Ma6.0的内并联型双通道内转可调进气道设计和相应马赫数下的进气道数值模拟两部分，首先选取壁面压力规律为等压力梯度的基准流场，利用流线追踪技术得到所需的内并联型结构的发动机的进气道高速通道的无粘型面，但是经过数值模拟后得到的进气道性能并不理想。之后采用位移厚度对该高超声速内转进气道进行附面层修正，以此获得的修正后的进气道性能较优，并将此作为本次设计的最终气动型面。47988

毕业论文关键词涡轮基组合循环高超声速飞行器内转进气道附面层修正数值模拟

毕业设计说明书外文摘要

Title Numerical Simulation of the Adjustable Inward Turning Inlet

Abstract

Turbine based combined cycle(TBCC) engine is one of the most suitable power system for hypersonic aircraft in the future.This paper carries out the design work of a parallel type in used for turbine based combined cycle (TBCC) type variable geometry of the inlet,which can adapt to a wide range of Mach number ranging from2.5 to 6.0.The work is pided into two parts,one part is to design the inlet and the other part is the numerical simulation.After selecting the basic flow field with constant pressure gradient,this paper obtains non sticky type inlet surface by streamline tracking technology.But its performance is not satisfactory after numerical simulation .Using the displacement thickness method to correct the boundary layer,then the inlet owns excellent performance.

Keywords TBBC hypersonic vehicle Inward turning inlet boundary layer correction numerical simulation

1 绪论 1

1.1 TBCC进气道的研究概况 1

1.2 高超声速进气道的研究概况 4

1.3 本文主要研究内容 5

2 高超声速内转进气道的气动设计 6

2.1 基准流场的选定 6

2.2 进气道的型面设计 8

2.3 数值模拟简介 9

2.4 数值模拟结果分析 13

2.5 小结 26

3 改进后的高超声速内转进气道 27

3.1 附面层修正后的进气道气动模型 27

3.2 数值模拟 28

3.3 小结 32

结论 33

致谢 34

参考文献 35

1 绪论

进气道是空气喷气式推进装置的一个重要部件，对于喷气式飞机来说，进气道指的是从飞机进口（或发动机短舱进口）到涡轮喷气发动机压气机（或风扇）进口这一段管道；对于用在导弹上的冲压发动机来说，所谓进气道指的便是从该冲压发动机的进口到其燃烧室之间的这一段管道。从发动机热力循环的角度看，进气道和压气机内进行的都是压缩过程。空气喷气发动机的性能与热力循环中压缩过程的增压比有密切的关系。在来流马赫数比较高的情况下取消压气机，只靠速度冲压，喷气发动机就可以有效地工作，这就是冲压发动机的概念。