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1、 编号 南京航空航天大学毕业设计题 目一种轴对称变几何进气道数值仿真研究学生姓名吴军华学 号020910317学 院能源与动力学院专 业飞行器动力工程班 级0209103指导教师袁化成 副教授二一三年六月南京航空航天大学本科毕业设计（论文）诚信承诺书本人郑重声明：所呈交的毕业设计（论文）（题目： ）是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的成果。尽本人所知，除了毕业设计（论文）中特别加以标注引用的内容外，本毕业设计（论文）不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。作者签名： 年 月 日 （学号）- 44 -一种轴对称变几何进气道数值仿真研究摘 要变几何进气道是涡轮基组合循环发动机的重要部
2、件之一，其性能与发动机的工作特性息息相关，因此变几何进气道的研究受到国内外学者的高度重视。本文先对SR-71进气道的变几何工作调节原理进行调研，分析其工作机理，并在典型工况下对进气道模型进行数值仿真，研究设置放气槽对其气动性能的影响，并与无放气的仿真结果对比，验证设置放气槽对进气道性能的改善；其次，设置不同大小、位置、角度放气槽，对各组仿真结果进行对比，给出了进气道性能随不同放气槽的变化，并获得相对最优结果，在此基础上，对进气道的非设计典型工况进行数值仿真，结果表明，不设置放气槽时，进气道在任何工况下都无法工作，采用放气槽放气后，可以改善进气道的气动性能，使进气道正常起动。关键词：变几何进气道
3、，放气槽，数值仿真，起动An Axisymmetric Numerical Simulation Of Variable Geometry InletAbstract Variable geometry inlet is one important part of based turbine combined cycle engine, Its performance are closely related to the engine operating characteristics, so the variable geometry inlet research are highly va
4、lued by domestic and foreign scholars. This article first research the variable geometry inlet on SR-71 regulate working principle, analyzes its working mechanism, and do numerical simulation in typical conditions for the inlet model, research the bleedings affect on bleeding inlet, comparing with n
5、o bleeding simulation results, Verify the settings bleeding on the inlet performance improvement; second, Set different size, position, angle bleed tank, and compared the simulation results for each group. This article gives the variations performance of the inlet with different bleeding, and get op
6、timal results relative. On this basis, do numerical simulation for the inlet under non-design typical operations conditions, the result show that the inlet are unable to work in any condition without bleeding, but can starting after setting bleeding with good performance.Key words: Variable geometry
7、 inlet, bleeding , numerical simulation, starting目 录摘 要iAbstractii第一章 绪 论- 1 -1.1研究背景- 1 -1.2研究目的及意义- 2 -1.3 国内外研究现状- 2 -1.3.1 国内研究现状- 2 -1.3.2 国外研究现状- 2 -1.4 SR-71进气道工作原理调研- 6 -1.4.1进气系统- 6 -1.4.2 SR-71进气道调节规律- 8 -1.5本文研究内容- 10 -第二章 软件简介及数值仿真方法介绍- 11 -2.1 软件简介- 11 -2.1.1 ICEM CFD简介及网格划分- 11 -2.1.2
8、FLUENT 软件简介- 12 -2.1.3 TECPLOT 软件简介- 12 -2.2 数值仿真方法介绍- 14 -2.2.1 控制方程- 14 -2.2.2 湍流模型- 15 -2.2.3 壁面函数法- 16 -第三章 典型工况下进气道二维流场分析- 19 -3.1物理模型及网格划分- 19 -3.2 计算方法- 20 -3.3 设计状态下，进气道流动特征分析- 20 -3.3.1 不设置放气槽进气道流场分析- 20 -3.3.2 设置放气槽进气道流场分析- 21 -3.4不同放气方式对进气道性能影响分析- 22 -3.4.1 溢流槽大小- 22 -3.4.2 溢流槽位置- 26 -3.4
9、.3 溢流槽角度- 29 -3.5 小结- 31 -第四章 非设计状态进气道性能分析- 32 -4.1 物理模型及计算条件- 32 -4.2 非设计状态进气道放气时流场分析- 33 -4.3 非设计状态进气道不放气时流场分析- 36 -4.4 小结- 37 -第五章 结束语- 38 -5.1 本文总结- 38 -5.1.1 本文主要工作- 38 -5.1.2 本文得出结论- 38 -5.2 存在的问题及展望- 39 -参考文献- 40 -致 谢- 42 -第一章 绪 论1.1研究背景高速飞行是未来飞行器的主要发展方向之一，其飞行范围宽广，从亚声速、跨声速、超声速乃至高超声速。而动力装置是飞行器
10、能否实行宽马赫数飞行的关键。传统航空涡轮发动机已无法满足高速飞行器的使用要求，因此组合发动机成为未来高速飞行器动力的发展趋势。目前，组合动力发动机一般分为两类：涡轮基组合循环发动机（TBCC）和火箭基组合循环发动机（RBCC）。吸气式推进系统具有自身无需携带氧化剂等优点，而TBCC发动机融合了涡轮发动机和冲压发动机各自优势，因此成为高速飞行器重要的推进系统选择方案之一，TBCC发动机从构型上可分为共轴型布局和上下型布局，其中共轴型布局可分为环绕型和串联型，并联型布局可分为外并联型和内并联型。进气道是动力装置中的重要组成部件，其气动性能对飞行器的整体飞行性能有着决定性的影响，尤其是涡轮冲压组合发
11、动机的进气道，要求其在宽马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力等性能，而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾，这就要求进气道在整个飞行过程中通过改变自身的形状来适应飞行状态的变化，如果进气道不能正常工作，TBCC发动机的效率将大大降低，以致不能正常工作。为了使TBCC发动机在不同的飞行状态下都能正常高效的工作，必然需要发展一种变几何进气道，并匹配抽吸气设施，使之与TBCC发动机相匹配。共轴型轴对称变几何进气道由于结构简单、迎风面积利用率高、压缩效率高、推力性能好等优点，受到了最广泛的关注，国际上较早对其展开了
12、研究。且在马赫数相对较低的条件下，该进气道优势更为突出，因此，该类型进气道的研究及应用具有现实意义。开展组合动力周对称变几何进气道的研究，为我国进行TBCC组合动力的研制及实验奠定基础和提供技术储备，具有重大的现实意义。1.2研究目的及意义变几何进气道相对于常规进气道而言，因其需要匹配复杂的TBCC的推进系统，因而设计难度非常大，目前世界上已经用于实际应用的只有美国的黑鸟（SR-71）。根据国内外文献综述，开展SR-71飞行器用轴对称变几何进气道工作原理的研究，分析进气道在宽马赫数工作范围内变几何机构及旁路系统的调节机理，为我国进行TBCC组合动力的研制及实验奠定基础并提供技术储备，将具有重大
13、的现实意义。1.3 国内外研究现状1.3.1 国内研究现状我国在20世纪7080年代开始关注并开展TBCC发动机技术研究,但受各种因素的制约，一直没有大的突破，主要处于对国外TBCC发动机技术跟踪水平,在试验研究方面几乎空白。近些年来,国内相关院所及科研单位再次展开了TBCC发动机技术的研究,包括串联布局方式和并联布局方式等。目前我国在TBCC发动机的研究领域与先进国家差距较大,还有很多关键技术尚未解决。1.3.2 国外研究现状美国典型的TBCC研发项目A-I项目由A-I项目衍生的SR-71进气道设计非常复杂，目的是为了解决内压缩问题。但混合压缩进气道不能完全避免内压缩启动问题，SR-71采用
14、一套复杂的辅助旁路系统来解决内压缩启动问题。可以前后移动的进气锥控制喉道及正激波的位置。发动机的不同推力需要不同的进气流量匹配，而进气流量受到喉道面积的影响，固定几何形状的进气锥很难对很大的进气流量范围与喉道面积和进气流量进行最优匹配。如果按照最高马赫数设计的话，喉道面积较小，能保证足够的内压缩；但较低马赫数时，需要加大喉道面积，避免过度的内压缩导致喉道的正激波被推出进气口，造成发动机不稳定工作问题，正激波还极大地增加阻力，甚至可能导致结构损坏。SR-71只有在较小的飞行包线里可以稳定飞行，这和混合压缩进气口不无关系。理想的混合压缩进气口应该在可以在控制内激波位置的同时，还可以独立控制喉道截面
15、积。为了改善SR-71进气道的气动性能以拓宽其工作马赫数范围，近年来美国以SR-71进气道为基础，通过数值模拟的手段进行了包括可调激波锥角、可调唇罩和拓宽激波锥肩部范围等的研究 15,16 。RTA项目RTA发动机的研制分两个阶段，第一阶段代号RTA-1，主要进行地面试验验证，考核涡轮发动机能否在宽马赫数范围下工作；第二阶段代号为RTA-2，主要进行地面试验，考核推重比为15的涡轮发动机能否在5.0马赫工况下工作4,5赫数大于3.0时，发动机从涡轮模式转换到冲压模式，飞行器可加速到4.0马赫以上。在马赫数3.0至4.0以上涡轮发动机进入到慢车工作状态，这样可降低高温工作条件下的旋转部件的机械载荷，延长寿命。由于涡轮发动机在马赫数3.04.5范围内并没有完全关闭，因此在与二级空天飞行器分离时，发动机不需重新启动。RTA-1验证了采用涡扇发动机工作至3.0马赫数，再转入冲压模式工作至4.
