本文關(guān)鍵詞：鼻錐鈍化軸對(duì)稱高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)特性研究

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【摘要】：前緣鈍化是飛行器熱防護(hù)采用的主要方式,也是高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)需要考慮的重要因素。全面考察前體鈍化對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、性能參數(shù)等流動(dòng)特性的影響,揭示鈍化效應(yīng)影響的流動(dòng)機(jī)理與規(guī)律,可為進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道乃至飛行器工作性能的提升提供指導(dǎo)。本文以高超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道為研究對(duì)象,在不同馬赫數(shù)與攻角來流下開展鼻錐鈍化對(duì)進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響的數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究。主要內(nèi)容如下： 首先介紹了研究方法,包括風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)設(shè)備與實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù),用于進(jìn)氣道快速設(shè)計(jì)的特征線法以及CFD數(shù)值模擬計(jì)算軟件。對(duì)于CFD計(jì)算軟件在高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)計(jì)算的可靠性,選取HB-2標(biāo)準(zhǔn)模型、軸對(duì)稱構(gòu)型激波邊界層干擾以及軸對(duì)稱進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證計(jì)算軟件在氣動(dòng)力、激波邊界層干擾與進(jìn)氣道內(nèi)外耦合流動(dòng)計(jì)算的準(zhǔn)確性。結(jié)果表明,CFD計(jì)算軟件所模擬的高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)是可信的。 基于特征線法,編寫調(diào)試了尖前緣高超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道前體快速設(shè)計(jì)程序,包括多級(jí)錐、錐加等熵以及彎曲錐壓縮前體進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)模塊。針對(duì)鈍化前緣附近亞聲速流動(dòng)致使特征線法等快速設(shè)計(jì)方法應(yīng)用受限,將特征線法與CFD計(jì)算結(jié)合,提出一種耦合鈍化前緣的前體快速設(shè)計(jì)方法。該方法結(jié)合了CFD在鈍頭區(qū)域流場(chǎng)計(jì)算的準(zhǔn)確性以及特征線法在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)上的效率,可實(shí)現(xiàn)前體鈍化二元／軸對(duì)稱進(jìn)氣道的快速設(shè)計(jì)與評(píng)估。在此基礎(chǔ)上,以進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)為約束條件,設(shè)計(jì)了四種前體壓縮類型軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型：分別為兩級(jí)錐前體壓縮、三級(jí)錐前體壓縮、錐加等熵前體壓縮與彎曲錐前體壓縮構(gòu)型。 針對(duì)設(shè)計(jì)的四種進(jìn)氣道構(gòu)型,采用CFD模擬研究了軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性隨來流攻角與馬赫數(shù)的變化規(guī)律；通過四種構(gòu)型進(jìn)氣道流動(dòng)特性的對(duì)比,分析了前體壓縮方式對(duì)來流條件變化的敏感性與適應(yīng)性。結(jié)果表明,對(duì)于軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型,來流攻角在產(chǎn)生升力的同時(shí)會(huì)使得進(jìn)氣道流動(dòng)性能下降。有攻角來流時(shí)進(jìn)氣道迎風(fēng)面壓縮強(qiáng)度增大、背風(fēng)面壓縮強(qiáng)度減小,這使得進(jìn)氣道出現(xiàn)自迎風(fēng)向背風(fēng)面的橫向流動(dòng)、進(jìn)氣道周向流動(dòng)不均勻。不同前體壓縮方式對(duì)于來流攻角與馬赫數(shù)變化的適應(yīng)性不同。錐加等熵和彎曲錐構(gòu)型前體彎曲壓縮面所產(chǎn)生的壓縮波在有攻角與低來流馬赫數(shù)時(shí)對(duì)前緣激波位置會(huì)起到調(diào)節(jié)作用。這使得在非設(shè)計(jì)來流時(shí)錐加等熵和彎曲錐這兩種構(gòu)型流量系數(shù)要明顯高于兩級(jí)錐和三級(jí)錐構(gòu)型。此外,采用等熵壓縮方式的錐加等熵構(gòu)型在氣流壓縮效率方面要優(yōu)于其他構(gòu)型,在出口壓比相當(dāng)?shù)那疤嵯驴倝夯謴?fù)系數(shù)最高,因而本文以此為基準(zhǔn)構(gòu)型開展了鼻錐鈍化尺度影響規(guī)律研究。 以錐加等熵構(gòu)型為對(duì)象,開展了不同馬赫數(shù)、攻角條件下鼻錐鈍化尺度影響的CFD模擬分析研究,并且在常規(guī)風(fēng)洞中開展馬赫6來流條件的實(shí)驗(yàn)觀測(cè)。結(jié)果表明,鼻錐鈍化尺度對(duì)于軸對(duì)稱進(jìn)氣道影響與邊界層狀態(tài)、來流攻角密切相關(guān),與二元進(jìn)氣道影響存在明顯的差異。無攻角來流條件下,數(shù)值模擬與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果均表明,鼻錐鈍化尺度在5%捕獲半徑尺度內(nèi)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性變化不顯著。有攻角來流條件下,進(jìn)氣道迎風(fēng)面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、壁面壓力分布基本不變,但背風(fēng)面邊界層厚度增加,滑移線向外偏移,流動(dòng)趨向不穩(wěn)定。R3.2mm鼻錐構(gòu)型自然轉(zhuǎn)捩的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,4度攻角時(shí)進(jìn)氣道背風(fēng)面出現(xiàn)明顯的邊界層分離；在7度攻角時(shí)背風(fēng)面大范圍的分離導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng),壁面壓強(qiáng)明顯下降。采用離散粗糙帶強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩后,4度攻角R3.2mm鼻錐構(gòu)型背風(fēng)面分離區(qū)明顯減小、分離激波消失,而7度攻角來流時(shí)背風(fēng)面仍舊不起動(dòng),但分離激波向下游移動(dòng)、分離范圍減小。 在激波風(fēng)洞中開展了無攻角來流條件下,離散粗糙帶以及鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道喘振流動(dòng)影響的實(shí)驗(yàn)研究。結(jié)果表明,粗糙帶的引入顯著抑制了喘振中激波的振蕩范圍。由于前體分離區(qū)傳播范圍的減小,喘振周期縮短、頻率增加；而分離激波強(qiáng)度的增大使得壁面壓力相對(duì)于無粗糙帶時(shí)的結(jié)果明顯上升。同粗糙帶的影響相比,鼻錐鈍化尺度對(duì)喘振流動(dòng)的影響相對(duì)較小。當(dāng)采用擾動(dòng)較小的薄粗糙帶實(shí)驗(yàn)時(shí),R0.8mm與R3.2mm的差異性較為明顯,包括前體流動(dòng)結(jié)構(gòu)、振蕩頻率以及壓力數(shù)值。其中R0.8mm構(gòu)型結(jié)果與較厚粗糙帶強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩結(jié)果更加接近,R3.2mm結(jié)果更加接近于自然轉(zhuǎn)捩時(shí)的喘振流動(dòng)。
【關(guān)鍵詞】：高超聲速流動(dòng) 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī) 軸對(duì)稱進(jìn)氣道 前體鈍化 流動(dòng)分離 激波振蕩 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)
【學(xué)位授予單位】：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V211.74;V231.3
【目錄】：

• 摘要5-7
• ABSTRACT7-10
• 目錄10-13
• 表格索引13-14
• 插圖索引14-22
• 主要符號(hào)對(duì)照表22-23
• 第一章 緒論23-35
• 1.1 研究背景與意義23-24
• 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀24-33
• 1.2.1 吸氣式高超聲速飛行器研究項(xiàng)目及進(jìn)展24-26
• 1.2.2 高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)特征概述26-27
• 1.2.3 前體鈍化對(duì)進(jìn)氣道流動(dòng)影響研究27-30
• 1.2.4 鼻錐鈍化高超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性分析30-33
• 1.3 本文主要工作33-35
• 第二章 實(shí)驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法35-53
• 2.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及測(cè)量方法35-39
• 2.1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及運(yùn)行參數(shù)35-37
• 2.1.2 測(cè)量方法與測(cè)量?jī)x器37-39
• 2.2 二維超聲速流動(dòng)特征線法39-41
• 2.3 CFD計(jì)算方法及驗(yàn)證算例41-50
• 2.3.1 HB-2標(biāo)準(zhǔn)模型氣動(dòng)力計(jì)算42-43
• 2.3.2 二維軸對(duì)稱激波邊界層干擾43-49
• 2.3.3 軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)模擬49-50
• 2.4 小結(jié)50-53
• 第三章 鼻錐鈍化軸對(duì)稱進(jìn)氣道設(shè)計(jì)53-71
• 3.1 尖前緣高超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道前體快速設(shè)計(jì)概述53-57
• 3.2 耦合鼻錐鈍化的進(jìn)氣道前體快速設(shè)計(jì)方法的發(fā)展57-64
• 3.2.1 耦合設(shè)計(jì)起始數(shù)據(jù)線提取方法57-62
• 3.2.2 耦合設(shè)計(jì)方法及設(shè)計(jì)算例62-64
• 3.3 不同前體壓縮方式軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)及性能對(duì)比64-69
• 3.3.1 內(nèi)壓縮段設(shè)計(jì)概述64-66
• 3.3.2 不同前體壓縮方式軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)66-69
• 3.4 小結(jié)69-71
• 第四章 軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)影響因素考察71-89
• 4.1 來流條件及計(jì)算分析設(shè)置71-73
• 4.1.1 來流條件71
• 4.1.2 計(jì)算設(shè)置71-72
• 4.1.3 氣動(dòng)力及性能參數(shù)設(shè)置72-73
• 4.2 進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)隨來流攻角、馬赫數(shù)變化規(guī)律73-80
• 4.2.1 設(shè)計(jì)馬赫數(shù)不同攻角來流進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)73-76
• 4.2.2 非設(shè)計(jì)低馬赫數(shù)不同攻角來流進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)76-80
• 4.3 軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型工作性能變化規(guī)律80-86
• 4.3.1 氣動(dòng)力性能80-81
• 4.3.2 進(jìn)氣道流動(dòng)性能81-86
• 4.4 小結(jié)86-89
• 第五章 鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響89-123
• 5.1 鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響的CFD模擬研究89-99
• 5.1.1 鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響89-93
• 5.1.2 鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道工作性能的影響93-99
• 5.2 鼻錐鈍化尺度對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響實(shí)驗(yàn)研究99-109
• 5.2.1 自然轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)結(jié)果100-105
• 5.2.2 部分實(shí)驗(yàn)工況強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)結(jié)果105-109
• 5.3 鼻錐鈍化尺度影響以及流動(dòng)機(jī)理的分析109-121
• 5.3.1 無粘鈍化激波形狀及熵層效應(yīng)分析110-114
• 5.3.2 R3.2mm有攻角實(shí)驗(yàn)結(jié)果的CFD計(jì)算分析114-121
• 5.4 小結(jié)121-123
• 第六章 鼻錐鈍化軸對(duì)稱進(jìn)氣道喘振特性123-149
• 6.1 激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)流動(dòng)分析123-127
• 6.2 軸對(duì)稱進(jìn)氣道非喘振實(shí)驗(yàn)127-134
• 6.2.1 TR=0.434,隔離段內(nèi)部無激波串128-131
• 6.2.2 TR=0.508,隔離段內(nèi)部存在不穩(wěn)定的激波串131-134
• 6.3 軸對(duì)稱進(jìn)氣道喘振實(shí)驗(yàn)134-147
• 6.3.1 TR=0.659,進(jìn)氣道喘振134-142
• 6.3.2 鼻錐鈍化尺度、離散粗糙帶對(duì)喘振流動(dòng)影響分析142-147
• 6.4 小結(jié)147-149
• 第七章 總結(jié)與展望149-153
• 7.1 研究主要結(jié)論149-151
• 7.2 研究創(chuàng)新點(diǎn)151
• 7.3 下一步工作展望151-153
• 參考文獻(xiàn)153-159
• 附錄A 進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段型面參數(shù)計(jì)算159-161
• 致謝161-163
• 在讀期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文與取得的研究成果163-164

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：598836