【摘要】：為了滿足高超聲速飛行器在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)正常飛行的需求,高超聲速進(jìn)氣道需要在保證工作性能的前提下盡量降低最低起動(dòng)馬赫數(shù)。本文基于高超聲速二元彎曲激波進(jìn)氣道,對(duì)一種通過(guò)利用彈性壓縮面上下表面的氣動(dòng)力差控制壓縮面變形的氣動(dòng)調(diào)節(jié)技術(shù)展開研究。相較于傳統(tǒng)的利用電機(jī)和機(jī)械傳動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)氣道變幾何的調(diào)節(jié)方式,本文研究的氣動(dòng)調(diào)節(jié)技術(shù)直接利用流場(chǎng)的氣動(dòng)力作為型面變形的驅(qū)動(dòng)力,極大減少了進(jìn)氣道調(diào)節(jié)裝置的數(shù)量和質(zhì)量,值得進(jìn)行深入研究。在對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行氣動(dòng)調(diào)節(jié)時(shí)存在著流場(chǎng)和彈性壓縮面的雙向耦合作用。本文首先對(duì)雙向流固耦合問(wèn)題的求解方法做簡(jiǎn)要介紹。理論求解方法需要對(duì)模型線性簡(jiǎn)化,求解有局限性,試驗(yàn)方法成本較高,本文主要采用數(shù)值仿真方法進(jìn)行研究。ANSYS workbench軟件對(duì)固體和流體問(wèn)題求解可靠性高,多物理場(chǎng)之間的數(shù)據(jù)傳遞操作簡(jiǎn)單,因此本文選用該軟件進(jìn)行對(duì)氣動(dòng)調(diào)節(jié)技術(shù)的研究。而后根據(jù)氣動(dòng)調(diào)節(jié)的概念,以設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)為6的二元彎曲激波進(jìn)氣道為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)了彈性壓縮面下表面載荷為均布?jí)毫Φ膲毫η环桨�。�?duì)該方案的雙向流固耦合模型展開數(shù)值仿真工作,結(jié)果分析表明:壓力腔方案能使進(jìn)氣道在3馬赫起動(dòng),起動(dòng)過(guò)程中存在著彈性壓縮面變形階躍現(xiàn)象和起動(dòng)遲滯現(xiàn)象;通過(guò)彈性壓縮面變厚度設(shè)計(jì)可有效提高進(jìn)氣道在起動(dòng)狀態(tài)的流量系數(shù)和出口壓比;壓力腔方案保持了進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作性能,同時(shí)也提高了在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量系數(shù)和出口壓比。最后對(duì)彈性壓縮面下表面載荷為集中力的方案進(jìn)行研究,數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明:集中力方案同樣可使進(jìn)氣道在3馬赫起動(dòng);只有單個(gè)集中力作用在彈性壓縮面下表面的方案在起動(dòng)馬赫數(shù)的工作性能要優(yōu)于多個(gè)集中力的方案;通過(guò)在外壓段設(shè)位移約束可更精細(xì)地控制變形后壓縮面型面,進(jìn)一步提高進(jìn)氣道在起動(dòng)馬赫數(shù)下的流量系數(shù)和出口壓比;在其他飛行條件下的數(shù)值仿真驗(yàn)證了單點(diǎn)集中力改進(jìn)方案同樣能夠保持進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作性能,提高在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量系數(shù)和出口壓比。
【圖文】：

點(diǎn)項(xiàng)目之一。從上世紀(jì)九十年代開始，世界各國(guó)在高超聲速領(lǐng)域研宄方面取得了接連突逡逑破與技術(shù)進(jìn)展。在美國(guó)Ｈｙｐｅｒ－Ｘ計(jì)劃中，ＮＡＳＡ蘭利研究中心的高超聲速飛行器逡逑Ｘ－４３Ａ和Ｘ－５１Ａ邋（見圖１．１、圖１．２）分別于２００４和２００９年試飛成功，這標(biāo)志著美國(guó)逡逑率先掌握了高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)［２４］。同時(shí)，俄羅斯、德國(guó)、日本等國(guó)家也加大逡逑了對(duì)高超聲速飛行器的研宄力度，研究工作也已經(jīng)從概念和原理性探索進(jìn)入到以具體應(yīng)逡逑用為目標(biāo)的技術(shù)驗(yàn)證和開發(fā)階段。逡逑圖１．１邋Ｘ－４３Ａ試驗(yàn)飛行器逡逑圖１．２Ｘ－５１Ａ試驗(yàn)飛行器逡逑目前距高超聲速飛行器投入實(shí)用仍有很長(zhǎng)的路要走。在高超聲速飛行器的氣動(dòng)力、逡逑氣動(dòng)熱、控制系統(tǒng)等方面還具有較多技術(shù)難題尚待解決，而其中高超聲速推進(jìn)技術(shù)更是逡逑制約高超聲速飛行器發(fā)展的關(guān)鍵之一［５＿１４］，高超聲速飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)性能直接影響著逡逑飛行器的總體性能。由圖１．３各類發(fā)動(dòng)機(jī)在不同馬赫數(shù)下比沖變化圖所示，傳統(tǒng)的渦輪／逡逑１逡逑

點(diǎn)項(xiàng)目之一。從上世紀(jì)九十年代開始，世界各國(guó)在高超聲速領(lǐng)域研宄方面取得了接連突逡逑破與技術(shù)進(jìn)展。在美國(guó)Ｈｙｐｅｒ－Ｘ計(jì)劃中，ＮＡＳＡ蘭利研究中心的高超聲速飛行器逡逑Ｘ－４３Ａ和Ｘ－５１Ａ邋（見圖１．１、圖１．２）分別于２００４和２００９年試飛成功，這標(biāo)志著美國(guó)逡逑率先掌握了高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)［２４］。同時(shí)，俄羅斯、德國(guó)、日本等國(guó)家也加大逡逑了對(duì)高超聲速飛行器的研宄力度，研究工作也已經(jīng)從概念和原理性探索進(jìn)入到以具體應(yīng)逡逑用為目標(biāo)的技術(shù)驗(yàn)證和開發(fā)階段。逡逑圖１．１邋Ｘ－４３Ａ試驗(yàn)飛行器逡逑圖１．２Ｘ－５１Ａ試驗(yàn)飛行器逡逑目前距高超聲速飛行器投入實(shí)用仍有很長(zhǎng)的路要走。在高超聲速飛行器的氣動(dòng)力、逡逑氣動(dòng)熱、控制系統(tǒng)等方面還具有較多技術(shù)難題尚待解決，而其中高超聲速推進(jìn)技術(shù)更是逡逑制約高超聲速飛行器發(fā)展的關(guān)鍵之一［５＿１４］，高超聲速飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)性能直接影響著逡逑飛行器的總體性能。由圖１．３各類發(fā)動(dòng)機(jī)在不同馬赫數(shù)下比沖變化圖所示，傳統(tǒng)的渦輪／逡逑１逡逑
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V211.48

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

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3 楊順凱;張X元;王磊;李永洲;;流量系數(shù)可控彈性自適應(yīng)高超進(jìn)氣道研究[J];推進(jìn)技術(shù);2014年12期

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9 南向軍;張X元;金志光;孫波;;矩形轉(zhuǎn)圓形高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道數(shù)值及試驗(yàn)研究[J];航空學(xué)報(bào);2011年06期

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2 解元玉;基于ANSYS Workbench的流固耦合計(jì)算研究及工程應(yīng)用[D];太原理工大學(xué);2011年

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4 楊國(guó)亮;曲面?zhèn)劝鍓嚎s的側(cè)壓式進(jìn)氣道研究[D];南京航空航天大學(xué);2006年

5 陳秋華;喉道頂板可調(diào)側(cè)壓式進(jìn)氣道初步研究[D];南京航空航天大學(xué);2006年

6 居燕;彎曲激波壓縮面設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究[D];南京航空航天大學(xué);2005年

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本文編號(hào)：2643694