【摘要】：本文探索了進氣道反設計與流場快速預估方法,同時采用大渦模擬對超聲速進氣道肩部的典型流動進行了模擬和分析。首先,開發(fā)了一套基于彎曲激波壓縮的反設計與流場快速預估程序。對設計型面進行無粘計算發(fā)現(xiàn),無粘CFD得到的壁面壓力分布以及激波的位置和形態(tài)與設計條件吻合良好;流場快速預估功能得到的進氣道性能參數(shù)以及波系結(jié)構與無粘CFD相差較小。在固沖進氣道的設計中,適當?shù)靥岣邇?nèi)收縮比可以明顯提高進氣道性能;喉道等直段長度和出口面積的選擇需要對總壓恢復系數(shù)和抗反壓能力的需求進行權衡。其次,基于OpenFOAM函數(shù)庫發(fā)展了一套針對超聲速內(nèi)流的大渦模擬方法,并對超聲速平板流動進行了模擬,結(jié)果表明:計算所得速度平均場分布、速度脈動場分布、壁面摩阻系數(shù)和邊界層各向異性分布均與現(xiàn)有理論或DNS數(shù)據(jù)吻合較好。再次,采用上述大渦模擬方法對肩部連續(xù)膨脹的超聲速邊界層進行了計算,并且引入聲速射流對邊界層的層流化進行了控制。研究表明:邊界層膨脹后,大尺度渦結(jié)構數(shù)量減少;壁面摩阻系數(shù)在小幅度升高后急劇降低;外層邊界層氣流加速,而內(nèi)層邊界層切向速度明顯降低;邊界層形狀因子增大,抵抗分離的能力下降;湍動能大幅度降低,尤其是內(nèi)層邊界層。引入射流后,對以上現(xiàn)象均起到了良好的控制作用,有效地抑制了肩部邊界層的層流化。最后,對肩部激波/邊界層干擾進行了大渦模擬研究,并引入射流對邊界層進行了控制。結(jié)果表明:激波的加入使得邊界層湍流強度大幅度增加,膨脹段出現(xiàn)大量渦結(jié)構;入射激波在邊界層內(nèi)存在明顯的展向非定常運動;渦結(jié)構與入射激波發(fā)生碰撞,局部地改變了入射激波的形態(tài);壁面溫度脈動的變化相對于壓力脈動存在流向方向遲滯現(xiàn)象。加入射流后,分離包的法向方向尺寸大幅度提高,影響到射流形態(tài),進而惡化了射流槽上游分離;總體來說,射流使得整個膨脹段內(nèi)湍流強度顯著提高。所采用射流未能很好控制分離,參數(shù)需要進一步調(diào)整。
【圖文】：

第一章 緒論 研究背景及意義隨著航空航天技術的高速發(fā)展，人造飛行器已逐漸踏入高超聲速領域。在這種情況下進氣道中的壓縮效果顯著提高，這時應當去除旋轉(zhuǎn)部件，采用沖壓發(fā)動機。沖壓發(fā)動機主要可以分為兩種類型：亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機。在高超聲速進氣道出口滯止溫度迅速增加，，在此高溫下，氣流對發(fā)動機壁面的單位熱流量很大。口空氣的溫度很高，燃料燃燒所放出熱量的相當一部分可能消耗在燃燒產(chǎn)物的離解上燒效率。并且經(jīng)過大幅度壓縮，將導致難以承受的總壓損失。因此，高超聲速飛行時采用亞聲速燃燒，沖壓發(fā)動機的性能將嚴重地惡化。如果減小氣流在進氣道中的壓縮程氣道出口保持超聲速流動，同時使燃燒室的整個燃燒過程都在超聲速條件下進行，就小向發(fā)動機壁面的熱流、減小進氣道和尾噴管中的總壓損失、減小燃燒產(chǎn)物離解所造損失。因此在高超聲速飛行時，超燃沖壓發(fā)動機有著更加優(yōu)越的性能。

等方面均存在優(yōu)勢[22]，因此逐漸受到廣泛關注和深入研究。圖1.2 所示為超聲速自由來流下彎曲激波壓縮流場[23]，其特征在于彎曲的壓縮型面，但是與Prandtl-Meyer 等熵壓縮的彎曲型面不同，這種新型壓縮中壓縮面產(chǎn)生的等熵波并不匯聚于一點，而是分散地與前緣斜激波產(chǎn)生相互作用，因此前緣激波將成為逐漸向外側(cè)彎曲的激波。激波后參數(shù)、出口參數(shù)的分布也不再完全均勻，而與來流條件和壓縮型面彎曲程度的分布相關。顯然與常規(guī)幾種波系配置方法相比，這種壓縮方式的設計更為靈活，可以根據(jù)需要同時調(diào)整其幾何尺寸、增壓比以及激波壓縮和等熵壓縮的比例。廣義來看，傳統(tǒng)的等熵彎曲型面與斜楔壓縮也是這種彎曲激波壓縮的特殊情況，因此這種新型彎曲激波壓縮概念的提出極大地拓寬了壓縮系統(tǒng)設計空間的范圍和設計的靈活性，有利于高性能設計方案的獲取。常規(guī)的多斜激波壓縮和Prandtl-Meyer 等熵壓縮流場中
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：TH122

【參考文獻】

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本文編號：2656326