【摘要】：吸氣式高超聲速飛行器由于其突出的戰(zhàn)略意義,已經(jīng)成為世界各航空航天大國都十分重視的研究領(lǐng)域,超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)和機體/推進(jìn)一體化分析方法是研究人員的重點研究方向。對超燃沖壓發(fā)動機做出快速性能評估依賴于快速有效的超燃沖壓發(fā)動機準(zhǔn)一維數(shù)值模擬方法,對一體化構(gòu)型進(jìn)行設(shè)計分析依賴于高超聲速飛行器/超燃沖壓發(fā)動機一體化流場的耦合計算方法。基于此,本文開展了如下研究工作:首先將有限速率化學(xué)反應(yīng)引入超燃沖壓發(fā)動機準(zhǔn)一維計算方法中,建立了考慮截面面積變化、質(zhì)量添加和摩擦力等影響因素的化學(xué)非平衡流準(zhǔn)一維Euler方程。為解決數(shù)值求解剛性問題,采用Strang時間分裂法將化學(xué)非平衡流動分解為流動和化學(xué)反應(yīng)兩部分,并給出了基于“源項消去法”構(gòu)造的雙時間步流動求解格式和基于擬穩(wěn)態(tài)逼近求解器α-QSS的化學(xué)反應(yīng)計算方法,從而發(fā)展了一套完整的適用于超燃沖壓發(fā)動機非定常性能快速分析的準(zhǔn)一維程序。通過對不同的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室模型的仿真與實驗結(jié)果的對比驗證了準(zhǔn)一維程序的適用性和準(zhǔn)確性,并計算分析了當(dāng)量比和進(jìn)口壓強對燃燒流場的一維影響特性。在高超聲速飛行器機體/推進(jìn)一體化建模方法研究中,基于FLUENT UDF混合編程的方法實現(xiàn)了內(nèi)外流場連接界面和耦合迭代求解過程的數(shù)據(jù)傳遞,從而建立了高超聲速飛行器二維外流場和超燃沖壓發(fā)動機準(zhǔn)一維內(nèi)流場的耦合計算方法。采用該方法對某典型一體化高超聲速飛行器構(gòu)型開展了冷流條件和點火條件下的一體化流場計算,結(jié)果表明通過該耦合方法計算的流場參數(shù)分布合理,同時能夠較為有效的計算出飛行器外流場特征、發(fā)動機內(nèi)化學(xué)非平衡流特性以及內(nèi)外流的真實耦合效應(yīng)。本文的相關(guān)工作可為超燃沖壓發(fā)動機的性能分析和吸氣式高超聲速飛行器機體/推進(jìn)一體化分析設(shè)計提供重要參考。
【學(xué)位授予單位】：合肥工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V430
【圖文】：

圖 1.1 高超聲速飛行器及超燃沖壓發(fā)動機概念圖Fig 1.1 Photographs of hypersonic vehicle and scramjet本文重點研究了超燃沖壓發(fā)動機的非定常準(zhǔn)一維數(shù)值建模方法，以及機體一體化全流道耦合的分析方法。.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀.2.1吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展概況以超燃沖壓發(fā)動機作為動力推進(jìn)的吸氣式高超聲速飛行器由于其突出的戰(zhàn)義，已經(jīng)成為世界各軍事強國都十分重視的發(fā)展方向。早在 20 世紀(jì) 60 年代國 X-15 技術(shù)驗證機利用火箭發(fā)動機實現(xiàn)了第一次高超聲速飛行[8]，這為吸氣超聲速飛行器的發(fā)展奠定了堅實的基礎(chǔ)，之后經(jīng)過幾十年的持續(xù)研究，發(fā)達(dá)在新型飛行器的研制方面陸續(xù)取得了關(guān)鍵技術(shù)上的突破，其中美國在吸氣式聲速飛行器領(lǐng)域依舊走在世界的最前沿，在理論研究和飛行試驗方面均取得碩的研究成果，并進(jìn)行了多種型號驗證機的飛行試驗。計劃：1984~1996 年由美國國防部（DOD）和美國國家航空航天

成功在 35 千米飛行高度下達(dá)到了 9.68 馬赫數(shù)[21]。X-43A 的兩次成功試飛驗證了高超聲速飛行器在超燃沖壓發(fā)動機推動下能夠持續(xù)飛行，也標(biāo)志著吸氣式高超聲速飛行器從試驗階段邁向了工程研制階段[10]。X-51A計劃：自 2004 年起美國空軍研究實驗室（AFRL）和國防高級研究計劃局（DARPA）聯(lián)合開展了 X-51A 計劃[22-24]，X-51A（如圖 1.2.（b））是以碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機為動力的乘波體驗證機，其主要目標(biāo)是驗證利用碳?xì)淙剂现鲃永鋮s超燃沖壓發(fā)動機實現(xiàn)高速飛行的可行性、獲取超燃沖壓發(fā)動機的試驗數(shù)據(jù)并用于發(fā)動機的設(shè)計計算和性能分析、檢驗飛行器從 4.5 馬赫數(shù)助推到 6 馬赫數(shù)的飛行性能等。NASA 分別在 2010 年 5 月和 2013 年 5 月成功完成了 X-51A 的驗證飛行試驗：在 2010 年 5 月的首次飛行試驗中，超燃沖壓發(fā)動機正常工作了約 143秒，飛行馬赫數(shù)約為 4.8，雖未達(dá)到預(yù)期的 300 秒工作時間及 6.5 馬赫數(shù)的加速推進(jìn)，但也完成了約 90%的試驗?zāi)繕?biāo)；在 2013 年 5 月的試飛中，X-51A 成功從 4.8馬赫數(shù)推進(jìn)加速到 5.1 馬赫數(shù)并成功維持了約 210 秒。X-51A 也是世界首例超燃沖壓發(fā)動機長時間成功進(jìn)行高超聲速燃燒的高超聲速飛行器，已經(jīng)接近工程應(yīng)用基礎(chǔ)。

Navier-Stokes 方程是目前，包含質(zhì)量守恒、動量守恒和能量復(fù)物理雜現(xiàn)象的流場中，也仍然遵 方程能夠較為準(zhǔn)確的模擬流場的FD 流場分析方法因此也廣泛應(yīng)用于D方法的FLUENT軟件對某一體化高用戶自定義函數(shù)（User-Defined Fun機準(zhǔn)一維內(nèi)流計算程序動態(tài)的連接到內(nèi)外流場耦合計算。本章簡述了 CF流場計算的具體方法。的流場中任意一個由封閉表面 圍

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本文編號：2749902