《寬範圍定幾何高超聲速進氣道自適應泄壓控制研究》是依託南京航空航天大學，由金志光擔任項目負責人的青年科學基金項目。
基本介紹
- 中文名：寬範圍定幾何高超聲速進氣道自適應泄壓控制研究
- 項目類別：青年科學基金項目
- 項目負責人：金志光
- 依託單位：南京航空航天大學
項目摘要,結題摘要,
項目摘要
為適應定幾何高超聲速進氣道寬馬赫數範圍工作要求，提出了一種利用氣動原理實現自動開啟與自動關閉的自適應泄壓控制技術新概念，將其套用於定幾何進氣道可在滿足起動性能的前提下顯著提高進氣道高低馬赫數下的總體性能。.本項目將採用數值仿真與風洞試驗相結合的研究手段對自適應泄壓流道的流動機理、氣動構型及關鍵設計參數的影響規律開展研究，初步建立自適應泄壓系統與高超聲速壓縮系統設計之間的內在關係，獲取高性能壓縮系統設計方法與氣動特性。.該項目緊密聯繫當前國內外定幾何高超聲速進氣道研究中的氣動難點，既有重要的創新價值，又有潛在的工程套用背景，對我國吸氣式高超聲速飛行器研究具有重要意義。
結題摘要
本項目針對寬範圍定幾何高超聲速進氣道高低馬赫數下的總體性能與低馬赫數自起動性能之間的固有設計矛盾提出並研究了一種利用氣動原理實現自動開啟與自動關閉的自適應泄壓控制新概念，結合數值仿真分析了自適應泄壓控制的氣動原理，並就自適應泄壓流道主要設計參數對進氣道正常工況下的泄漏量及進氣道性能的影響規律開展了較系統研究，獲得了主要設計參數較優的取值範圍。在此基礎上，通過小尺度縮比模型的風洞試驗驗證了自適應泄壓系統對改善大內收縮比進氣道自起動性能的顯著控制效果。 此外，針對基於自適應泄壓控制的高性能進氣道研究了不同內收縮比下的自適應泄壓控制系統一般設計方法，提出了一種總流通面積加權計算的開槽面積評估方法，並將研究成果成功套用於內收縮比高達2.57的大內收縮比二元高性能進氣道設計中，大幅提高了定幾何進氣道高低馬赫數下的總體性能。風洞試驗表明，該項氣動調節技術既可解決高性能進氣道低馬赫數下的起動問題又能顯著提高進氣道極限抗反壓能力，這對提升寬範圍定幾何高超進氣道性能有重要參考價值，可為吸氣式高超聲速飛行器的研製提供重要技術支撐。
