【摘要】：近年來(lái),為搶占未來(lái)航空航天領(lǐng)域制高點(diǎn),各世界強(qiáng)國(guó)正在加快實(shí)施高超聲速技術(shù)戰(zhàn)略和工程化應(yīng)用。作為高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)/飛行器地面驗(yàn)證和試驗(yàn)的關(guān)鍵設(shè)施,高超聲速高溫風(fēng)洞的技術(shù)進(jìn)展、研制和建設(shè)備受關(guān)注。為了模擬高超聲速飛行器飛行時(shí)所需要的來(lái)流總焓、氣體組分等參數(shù),需要解決兩項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù),一是產(chǎn)生模擬總焓需要的高溫氣體,如對(duì)應(yīng)飛行馬赫數(shù)4~8,需將試驗(yàn)氣體加熱到900~2300K,主要涉及加熱器子系統(tǒng);二是將試驗(yàn)后的高溫廢氣安全高效排出,并在試驗(yàn)段內(nèi)模擬高空飛行環(huán)境,主要涉及擴(kuò)壓器及抽氣子系統(tǒng)。其中,擴(kuò)壓器連接試驗(yàn)段和抽氣子系統(tǒng),對(duì)風(fēng)洞高空模擬范圍、起動(dòng)性能、流場(chǎng)均勻區(qū)、能耗、等關(guān)鍵風(fēng)洞性能參數(shù)有重要影響,其內(nèi)存在兩相蒸發(fā)、激波、附面層、漩渦分離等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象,開(kāi)展擴(kuò)壓器流動(dòng)特性及性能優(yōu)化研究具有重要意義。本文采用數(shù)值計(jì)算、理論分析和試驗(yàn)研究相結(jié)合,針對(duì)擴(kuò)壓器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、幾何參數(shù)影響、噴淋參數(shù)影響以及起動(dòng)過(guò)程特性等開(kāi)展研究,完成的主要工作和結(jié)論如下:(1)利用試驗(yàn)結(jié)果對(duì)擴(kuò)壓器數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證,然后對(duì)擴(kuò)壓器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及幾何參數(shù)對(duì)抗反壓性能影響開(kāi)展數(shù)值計(jì)算研究。流場(chǎng)結(jié)構(gòu)計(jì)算結(jié)果清晰地揭示了擴(kuò)壓器內(nèi)存在復(fù)雜激波與邊界層作用,存在激波串引起氣流減速增壓以及背壓升高導(dǎo)致的亞擴(kuò)段流動(dòng)分離等現(xiàn)象;采用正交設(shè)計(jì)對(duì)等直段內(nèi)徑、等直段長(zhǎng)徑比、入口收縮角和出口擴(kuò)張角等幾何參數(shù)對(duì)抗反壓性能影響開(kāi)展計(jì)算研究,結(jié)果表明,針對(duì)馬赫數(shù)6主狀態(tài)的抗反壓性能,等直段內(nèi)徑影響最大,等直段長(zhǎng)徑比影響次之,入口收縮角和擴(kuò)壓器出口擴(kuò)張角影響較小。在研究范圍內(nèi),擴(kuò)壓器幾何參數(shù)選取4o收縮角、1.34倍等直段直徑比(等直段直徑/噴管出口直徑)、12倍等直段長(zhǎng)徑比以及10o出口擴(kuò)張角時(shí),擴(kuò)壓器抗反壓性能最好。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第二章和第三章。(2)對(duì)擴(kuò)壓器噴淋水兩相流動(dòng)特性和噴水參數(shù)影響開(kāi)展了數(shù)值計(jì)算研究。結(jié)果表明,噴水使流動(dòng)分離點(diǎn)后移,相比無(wú)噴水工況,0.4倍和0.6倍水氣比狀態(tài)下,流動(dòng)分離點(diǎn)位置分別下移0.9m和1.44m,噴水后氣流溫度下降和分離點(diǎn)的后移有效提高擴(kuò)壓器抗反壓性能;在擴(kuò)壓器等直段、擴(kuò)張段中噴水均有明顯降溫效果,液滴蒸發(fā)過(guò)程主要發(fā)生在擴(kuò)張段之后;在研究范圍內(nèi),噴水參數(shù)中液滴粒徑影響最大,水氣比次之,噴射方向和噴水速度影響較小,對(duì)馬赫數(shù)6主狀態(tài),水氣比0.6、液滴粒徑100μm、速度100m/s、逆流噴淋時(shí),降溫效果最佳。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第四章。(3)為了考察擴(kuò)壓器對(duì)風(fēng)洞起動(dòng)性能影響,還開(kāi)展了風(fēng)洞帶試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)的非定常流動(dòng)特性研究。計(jì)算流域包括噴管、試驗(yàn)段、錐形試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蛿U(kuò)壓器,結(jié)果表明,風(fēng)洞帶錐形試驗(yàn)?zāi)Ｐ推饎?dòng)相比于空風(fēng)洞情況,錐形模型壁面產(chǎn)生的頭部激波導(dǎo)致主流縱向膨脹溢流增加,模型堵塞作用導(dǎo)致擴(kuò)壓器收縮段流動(dòng)截面積減小,使得起動(dòng)時(shí)間延長(zhǎng)。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第五章。通過(guò)以上研究,建立了清晰的高超聲速高溫風(fēng)洞擴(kuò)壓器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖像,其中涉及激波-附面層相互作用、噴淋蒸發(fā)流動(dòng)特征及非定常起動(dòng)過(guò)程等,獲得了擴(kuò)壓器幾何參數(shù)對(duì)風(fēng)洞抗反壓性能的系統(tǒng)認(rèn)識(shí),在研究范圍內(nèi)給出了優(yōu)化的擴(kuò)壓器幾何和噴水參數(shù)方案,可為高超聲速高溫風(fēng)洞擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)、評(píng)估和工程應(yīng)用提供重要參考。
【圖文】：

軍事科學(xué)院碩士學(xué)位論文第一章 引言1.1 研究背景及意義近年來(lái)，世界各航空航天強(qiáng)國(guó)將高超聲速飛行器研制作為優(yōu)先空天發(fā)展戰(zhàn)略，，并制定了眾多高超聲速發(fā)展計(jì)劃，如美國(guó)航空航天局(NASA)的 Hyper-X 計(jì)劃，旨在演示一種以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器 X-43 (如圖 1-1)。各種類(lèi)型的高超聲速地面設(shè)備也隨之得到迅猛發(fā)展。從高超聲速地面設(shè)備類(lèi)型來(lái)看，主要包括：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、高超聲速高溫風(fēng)洞（如圖 1.2 為 Φ0.6m 高超聲速高溫風(fēng)洞）、激波風(fēng)洞以及彈道靶設(shè)備等。其中，常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和高超聲速高溫風(fēng)洞主要用于高超聲速飛行器的氣動(dòng)力試驗(yàn)、分離試驗(yàn)、氣動(dòng)力/推進(jìn)試驗(yàn)、熱考核試驗(yàn)等研究和地面演示，這些試驗(yàn)對(duì)于降低高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)具有不可估量的作用。因此，大型高超聲速風(fēng)洞往往作為大國(guó)寶貴的空氣動(dòng)力學(xué)戰(zhàn)略設(shè)施，其研制和技術(shù)進(jìn)展受到廣泛關(guān)注[1-4]。

軍事科學(xué)院碩士學(xué)位論文第一章 引言1.1 研究背景及意義近年來(lái)，世界各航空航天強(qiáng)國(guó)將高超聲速飛行器研制作為優(yōu)先空天發(fā)展戰(zhàn)略，并制定了眾多高超聲速發(fā)展計(jì)劃，如美國(guó)航空航天局(NASA)的 Hyper-X 計(jì)劃，旨在演示一種以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器 X-43 (如圖 1-1)。各種類(lèi)型的高超聲速地面設(shè)備也隨之得到迅猛發(fā)展。從高超聲速地面設(shè)備類(lèi)型來(lái)看，主要包括：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、高超聲速高溫風(fēng)洞（如圖 1.2 為 Φ0.6m 高超聲速高溫風(fēng)洞）、激波風(fēng)洞以及彈道靶設(shè)備等。其中，常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和高超聲速高溫風(fēng)洞主要用于高超聲速飛行器的氣動(dòng)力試驗(yàn)、分離試驗(yàn)、氣動(dòng)力/推進(jìn)試驗(yàn)、熱考核試驗(yàn)等研究和地面演示，這些試驗(yàn)對(duì)于降低高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)具有不可估量的作用。因此，大型高超聲速風(fēng)洞往往作為大國(guó)寶貴的空氣動(dòng)力學(xué)戰(zhàn)略設(shè)施，其研制和技術(shù)進(jìn)展受到廣泛關(guān)注[1-4]。
【學(xué)位授予單位】：軍事科學(xué)院
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類(lèi)號(hào)】：V211.74

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本文編號(hào)：2619857