發(fā)布時(shí)間：2018-01-02 04:37

  本文關(guān)鍵詞：基于記憶合金的高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)控制方法及驗(yàn)證　出處：《南京航空航天大學(xué)》2015年博士論文　論文類(lèi)型：學(xué)位論文

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【摘要】：高超聲速進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分,顯著影響著推進(jìn)系統(tǒng)的性能。由于其工作在較寬的工作馬赫數(shù)范圍,非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能往往難以兼顧。因此,為了改善設(shè)計(jì)/非設(shè)計(jì)點(diǎn)綜合性能,需要引入措施對(duì)前體激波系調(diào)節(jié)和通道內(nèi)激波/邊界層干擾實(shí)施必要的控制。隨著形狀記憶合金材料的不斷發(fā)展,其在進(jìn)氣道調(diào)節(jié)領(lǐng)域展現(xiàn)出較大的應(yīng)用潛力,為此本文對(duì)基于局部記憶合金的高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)控制方法及關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行了探索研究。根據(jù)高超聲速進(jìn)氣道外壓縮激波的調(diào)節(jié)需求,研究了通過(guò)局部改變進(jìn)氣道前體壓縮面的外壓縮激波調(diào)節(jié)技術(shù),建立了由壓縮面輪廓獲得彎曲激波輪廓、由激波輪廓反求壓縮曲面的計(jì)算方法,并據(jù)此研究了壓縮面局部鼓包對(duì)外壓縮激波的影響規(guī)律,提出了鼓包設(shè)計(jì)的原則。針對(duì)肩部膨脹波干擾下的高超聲速進(jìn)氣道唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn)在膨脹波影響下,目前廣泛使用的激波/邊界層干擾特性經(jīng)驗(yàn)公式在多數(shù)情況無(wú)法獲得滿(mǎn)意的結(jié)果。進(jìn)一步的研究表明,膨脹波與唇罩激波相互干擾是一個(gè)在空間逐漸變化的過(guò)程,其存在四種不同的作用機(jī)制,據(jù)此得到了膨脹波抑制唇罩激波/邊界層相互干擾的有利區(qū)間。針對(duì)唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象,提出了基于二維可變形鼓包的新型控制方法,研究了其流動(dòng)控制機(jī)理和控制規(guī)律,并將鼓包應(yīng)用于高超聲速進(jìn)氣道中。研究表明,其流動(dòng)控制機(jī)理主要包括鼓包迎風(fēng)面的預(yù)壓縮效應(yīng)、外凸段的消波效應(yīng)以及膨脹扇對(duì)邊界層加速效應(yīng)。在有限寬度通道內(nèi),激波/邊界層干擾具有顯著的三維特性,此時(shí)的控制機(jī)理還包括鼓包分流作用對(duì)側(cè)板下掃低能流聚集現(xiàn)象的抑制效應(yīng)。一般,當(dāng)激波入射在鼓包外凸面時(shí)其對(duì)激波/邊界層干擾具有較好的控制效果。對(duì)于多道激波/邊界層干擾現(xiàn)象,為使鼓包的控制效果達(dá)到最佳,應(yīng)保證各道唇罩激波均入射在鼓包的外凸段表面上,并通過(guò)足夠的激波入射點(diǎn)間距和當(dāng)?shù)仨槈簭?qiáng)梯度來(lái)實(shí)現(xiàn)各干擾現(xiàn)象之間的相互隔離。對(duì)于目前廣泛研究的微型斜坡式渦流發(fā)生器,尾跡導(dǎo)致的低能流及其自身誘導(dǎo)的旋渦是其下游流動(dòng)的兩個(gè)典型特征。對(duì)有限寬度通道內(nèi)的三維激波/邊界層干擾現(xiàn)象,傳統(tǒng)的微型斜坡式渦流發(fā)生器的控制能力明顯不足。為此,本文提出了一種大后掠微型斜坡式渦流發(fā)生器,其對(duì)通道內(nèi)激波/邊界層干擾現(xiàn)象具有良好的控制能力,其流動(dòng)控制機(jī)理包括預(yù)增壓效應(yīng)、分割效應(yīng)、攔阻效應(yīng)以及旋渦效應(yīng)。當(dāng)激波入射在渦流發(fā)生器后半部分時(shí),其控制能力最佳。最后,結(jié)合二元高超聲速進(jìn)氣道的截短模型,進(jìn)行了前體激波系調(diào)節(jié)、唇罩激波/邊界層干擾控制等措施的局部記憶合金實(shí)現(xiàn)方式研究。結(jié)果表明,使用反向變形與多次訓(xùn)練的組合處理方式,可獲得具有一定變形量和較高回復(fù)速度的記憶合金板。通過(guò)專(zhuān)門(mén)的記憶合金板與彈簧鋼板復(fù)合結(jié)構(gòu),可以有效提其剛度和變形回復(fù)速度。以此為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)、加工了一套利用局部記憶合金板變形的高超聲速可調(diào)進(jìn)氣道模型,并成功完成了各流動(dòng)控制措施的變形演示。根據(jù)紋影實(shí)測(cè)的輪廓,進(jìn)行了CFD仿真。結(jié)果表明,上述各類(lèi)流動(dòng)控制裝置能夠取得滿(mǎn)意的控制效果,并使進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)得到明顯提升。
[Abstract]:Hypersonic inlet as an important component of supersonic combustion ramjet, affect the performance of the propulsion system. Due to its work in a wide range of Maher number, non design performance is often difficult to balance. Therefore, in order to improve the design / off design performance, need to introduce measures to regulate precursor shock wave and passage shock wave / boundary layer interaction to implement the necessary control. With the continuous development of shape memory alloy materials, the inlet adjustment field show great potential, this paper explores the research on hypersonic inlet flow control methods and key aerodynamic problems. According to the local memory alloy based on hypersonic inlet compression the shock adjustment needs, on the regulation by local change of inlet compression the compression shock, was constructed by the compression bending surface profile The shock wave profile by shock wave contour reverse calculation method of compression surface, and based on the local compression surface bulging effect of external compression shock, puts forward the design principle for bulging shoulder high speed inlet lip expansion ultrasonic wave interference cover of shock wave / boundary layer interaction phenomenon is studied, found in the expansion under the influence of shock wave / wave, the widely used boundary layer interference characteristics of the empirical formula in most cases can not achieve satisfactory results. Further studies show that the expansion wave and cowl shock interaction is a gradual change in the process of its space, there are four different mechanisms, obtained the expansion wave suppression lip cover the favorable range of shock wave / boundary layer interactions. The cowl shock wave / boundary layer interaction phenomenon, put forward the new control method of two-dimensional deformable bulging based on the flow control mechanism And the control law, and the drum used in hypersonic inlet. The research shows that the flow control mechanism mainly includes bulging windward pre compression effect, the convex section of wave dissipation effect and accelerate the expansion fan effect on boundary layer. In the finite width channel, shock wave / boundary layer interaction with 3D feature. The control mechanism of this inhibitory effect also includes bulging diversion effect on the side swept under the low energy flow aggregation phenomenon. Generally, when the shock wave incident on the convex surface of the outer drum of the shock wave / boundary layer interaction has a good control effect. For multi shock wave / boundary layer interaction phenomenon, as the bulge of the control effect the best way, should guarantee the cowl shock were incident on the bulge of the convex surface, and with enough shock incidence point spacing and the local pressure gradient along to realize the isolation between the interference phenomenon. For the present Micro slope of vortex generator, due to its low energy flow wake induced vortex are two typical features of the downstream flow. Three dimensional finite width of shock wave / boundary layer interaction phenomenon in the channel, the traditional slope control of micro vortex generator capacity is obviously insufficient. Therefore, this paper proposes a micro slope type large swept vortex generator, which has high ability to control the channel shock wave / boundary layer interaction phenomenon, the flow control mechanism comprises a pre pressurization effect, segmentation effect, arresting effect and the vortex effect. When the incident shock in the latter part of the vortex generator, its control ability is best. Finally, combined with the truncated model of two yuan hypersonic inlet, a precursor of shock adjustment, study on the implementation of the local memory alloy cowl shock wave / boundary layer interaction control measures. The results show that. With the combination of reverse deformation and multiple training mode, can be obtained with certain memory alloy plate deformation and higher response speed. The memory alloy plate and a spring plate composite structure is special, can effectively improve the stiffness and deformation recovery speed. On the basis of the design, and a set of deformation by using the local memory alloy plate hypersonic variable intake processing model, and the successful completion of the demonstration of the flow deformation control measures. According to the measured schlieren profile, CFD simulation was carried out. The results show that the various flow control devices can achieve good control effect, and make the inlet total pressure recovery coefficient was improved.

【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類(lèi)號(hào)】：V235.21

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