【摘要】：近年來,為搶占未來航空航天領(lǐng)域制高點,各世界強國正在加快實施高超聲速技術(shù)戰(zhàn)略和工程化應(yīng)用。作為高超聲速發(fā)動機/飛行器地面驗證和試驗的關(guān)鍵設(shè)施,高超聲速高溫風(fēng)洞的技術(shù)進展、研制和建設(shè)備受關(guān)注。為了模擬高超聲速飛行器飛行時所需要的來流總焓、氣體組分等參數(shù),需要解決兩項關(guān)鍵技術(shù),一是產(chǎn)生模擬總焓需要的高溫氣體,如對應(yīng)飛行馬赫數(shù)4~8,需將試驗氣體加熱到900~2300K,主要涉及加熱器子系統(tǒng);二是將試驗后的高溫廢氣安全高效排出,并在試驗段內(nèi)模擬高空飛行環(huán)境,主要涉及擴壓器及抽氣子系統(tǒng)。其中,擴壓器連接試驗段和抽氣子系統(tǒng),對風(fēng)洞高空模擬范圍、起動性能、流場均勻區(qū)、能耗、等關(guān)鍵風(fēng)洞性能參數(shù)有重要影響,其內(nèi)存在兩相蒸發(fā)、激波、附面層、漩渦分離等復(fù)雜流動現(xiàn)象,開展擴壓器流動特性及性能優(yōu)化研究具有重要意義。本文采用數(shù)值計算、理論分析和試驗研究相結(jié)合,針對擴壓器流場結(jié)構(gòu)、幾何參數(shù)影響、噴淋參數(shù)影響以及起動過程特性等開展研究,完成的主要工作和結(jié)論如下:(1)利用試驗結(jié)果對擴壓器數(shù)值計算方法進行驗證,然后對擴壓器流場結(jié)構(gòu)以及幾何參數(shù)對抗反壓性能影響開展數(shù)值計算研究。流場結(jié)構(gòu)計算結(jié)果清晰地揭示了擴壓器內(nèi)存在復(fù)雜激波與邊界層作用,存在激波串引起氣流減速增壓以及背壓升高導(dǎo)致的亞擴段流動分離等現(xiàn)象;采用正交設(shè)計對等直段內(nèi)徑、等直段長徑比、入口收縮角和出口擴張角等幾何參數(shù)對抗反壓性能影響開展計算研究,結(jié)果表明,針對馬赫數(shù)6主狀態(tài)的抗反壓性能,等直段內(nèi)徑影響最大,等直段長徑比影響次之,入口收縮角和擴壓器出口擴張角影響較小。在研究范圍內(nèi),擴壓器幾何參數(shù)選取4o收縮角、1.34倍等直段直徑比(等直段直徑/噴管出口直徑)、12倍等直段長徑比以及10o出口擴張角時,擴壓器抗反壓性能最好。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第二章和第三章。(2)對擴壓器噴淋水兩相流動特性和噴水參數(shù)影響開展了數(shù)值計算研究。結(jié)果表明,噴水使流動分離點后移,相比無噴水工況,0.4倍和0.6倍水氣比狀態(tài)下,流動分離點位置分別下移0.9m和1.44m,噴水后氣流溫度下降和分離點的后移有效提高擴壓器抗反壓性能;在擴壓器等直段、擴張段中噴水均有明顯降溫效果,液滴蒸發(fā)過程主要發(fā)生在擴張段之后;在研究范圍內(nèi),噴水參數(shù)中液滴粒徑影響最大,水氣比次之,噴射方向和噴水速度影響較小,對馬赫數(shù)6主狀態(tài),水氣比0.6、液滴粒徑100μm、速度100m/s、逆流噴淋時,降溫效果最佳。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第四章。(3)為了考察擴壓器對風(fēng)洞起動性能影響,還開展了風(fēng)洞帶試驗?zāi)Ｐ蜁r的非定常流動特性研究。計算流域包括噴管、試驗段、錐形試驗?zāi)Ｐ秃蛿U壓器,結(jié)果表明,風(fēng)洞帶錐形試驗?zāi)Ｐ推饎酉啾扔诳诊L(fēng)洞情況,錐形模型壁面產(chǎn)生的頭部激波導(dǎo)致主流縱向膨脹溢流增加,模型堵塞作用導(dǎo)致擴壓器收縮段流動截面積減小,使得起動時間延長。此部分內(nèi)容體現(xiàn)在第五章。通過以上研究,建立了清晰的高超聲速高溫風(fēng)洞擴壓器流場結(jié)構(gòu)圖像,其中涉及激波-附面層相互作用、噴淋蒸發(fā)流動特征及非定常起動過程等,獲得了擴壓器幾何參數(shù)對風(fēng)洞抗反壓性能的系統(tǒng)認識,在研究范圍內(nèi)給出了優(yōu)化的擴壓器幾何和噴水參數(shù)方案,可為高超聲速高溫風(fēng)洞擴壓器設(shè)計、評估和工程應(yīng)用提供重要參考。
【圖文】：

軍事科學(xué)院碩士學(xué)位論文第一章 引言1.1 研究背景及意義近年來，世界各航空航天強國將高超聲速飛行器研制作為優(yōu)先空天發(fā)展戰(zhàn)略，，并制定了眾多高超聲速發(fā)展計劃，如美國航空航天局(NASA)的 Hyper-X 計劃，旨在演示一種以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器 X-43 (如圖 1-1)。各種類型的高超聲速地面設(shè)備也隨之得到迅猛發(fā)展。從高超聲速地面設(shè)備類型來看，主要包括：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、高超聲速高溫風(fēng)洞（如圖 1.2 為 Φ0.6m 高超聲速高溫風(fēng)洞）、激波風(fēng)洞以及彈道靶設(shè)備等。其中，常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和高超聲速高溫風(fēng)洞主要用于高超聲速飛行器的氣動力試驗、分離試驗、氣動力/推進試驗、熱考核試驗等研究和地面演示，這些試驗對于降低高超聲速飛行器飛行試驗風(fēng)險具有不可估量的作用。因此，大型高超聲速風(fēng)洞往往作為大國寶貴的空氣動力學(xué)戰(zhàn)略設(shè)施，其研制和技術(shù)進展受到廣泛關(guān)注[1-4]。

軍事科學(xué)院碩士學(xué)位論文第一章 引言1.1 研究背景及意義近年來，世界各航空航天強國將高超聲速飛行器研制作為優(yōu)先空天發(fā)展戰(zhàn)略，并制定了眾多高超聲速發(fā)展計劃，如美國航空航天局(NASA)的 Hyper-X 計劃，旨在演示一種以雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器 X-43 (如圖 1-1)。各種類型的高超聲速地面設(shè)備也隨之得到迅猛發(fā)展。從高超聲速地面設(shè)備類型來看，主要包括：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、高超聲速高溫風(fēng)洞（如圖 1.2 為 Φ0.6m 高超聲速高溫風(fēng)洞）、激波風(fēng)洞以及彈道靶設(shè)備等。其中，常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和高超聲速高溫風(fēng)洞主要用于高超聲速飛行器的氣動力試驗、分離試驗、氣動力/推進試驗、熱考核試驗等研究和地面演示，這些試驗對于降低高超聲速飛行器飛行試驗風(fēng)險具有不可估量的作用。因此，大型高超聲速風(fēng)洞往往作為大國寶貴的空氣動力學(xué)戰(zhàn)略設(shè)施，其研制和技術(shù)進展受到廣泛關(guān)注[1-4]。
【學(xué)位授予單位】：軍事科學(xué)院
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V211.74

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本文編號：2619857