【摘要】：為了滿足高超聲速飛行器在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)正常飛行的需求,高超聲速進氣道需要在保證工作性能的前提下盡量降低最低起動馬赫數(shù)。本文基于高超聲速二元彎曲激波進氣道,對一種通過利用彈性壓縮面上下表面的氣動力差控制壓縮面變形的氣動調(diào)節(jié)技術展開研究。相較于傳統(tǒng)的利用電機和機械傳動機構進行進氣道變幾何的調(diào)節(jié)方式,本文研究的氣動調(diào)節(jié)技術直接利用流場的氣動力作為型面變形的驅(qū)動力,極大減少了進氣道調(diào)節(jié)裝置的數(shù)量和質(zhì)量,值得進行深入研究。在對進氣道進行氣動調(diào)節(jié)時存在著流場和彈性壓縮面的雙向耦合作用。本文首先對雙向流固耦合問題的求解方法做簡要介紹。理論求解方法需要對模型線性簡化,求解有局限性,試驗方法成本較高,本文主要采用數(shù)值仿真方法進行研究。ANSYS workbench軟件對固體和流體問題求解可靠性高,多物理場之間的數(shù)據(jù)傳遞操作簡單,因此本文選用該軟件進行對氣動調(diào)節(jié)技術的研究。而后根據(jù)氣動調(diào)節(jié)的概念,以設計點馬赫數(shù)為6的二元彎曲激波進氣道為基礎設計了彈性壓縮面下表面載荷為均布壓力的壓力腔方案。對該方案的雙向流固耦合模型展開數(shù)值仿真工作,結(jié)果分析表明:壓力腔方案能使進氣道在3馬赫起動,起動過程中存在著彈性壓縮面變形階躍現(xiàn)象和起動遲滯現(xiàn)象;通過彈性壓縮面變厚度設計可有效提高進氣道在起動狀態(tài)的流量系數(shù)和出口壓比;壓力腔方案保持了進氣道在設計點的工作性能,同時也提高了在非設計點的流量系數(shù)和出口壓比。最后對彈性壓縮面下表面載荷為集中力的方案進行研究,數(shù)值計算結(jié)果表明:集中力方案同樣可使進氣道在3馬赫起動;只有單個集中力作用在彈性壓縮面下表面的方案在起動馬赫數(shù)的工作性能要優(yōu)于多個集中力的方案;通過在外壓段設位移約束可更精細地控制變形后壓縮面型面,進一步提高進氣道在起動馬赫數(shù)下的流量系數(shù)和出口壓比;在其他飛行條件下的數(shù)值仿真驗證了單點集中力改進方案同樣能夠保持進氣道在設計點的工作性能,提高在非設計點的流量系數(shù)和出口壓比。
【圖文】：

點項目之一。從上世紀九十年代開始，世界各國在高超聲速領域研宄方面取得了接連突逡逑破與技術進展。在美國Ｈｙｐｅｒ－Ｘ計劃中，ＮＡＳＡ蘭利研究中心的高超聲速飛行器逡逑Ｘ－４３Ａ和Ｘ－５１Ａ邋（見圖１．１、圖１．２）分別于２００４和２００９年試飛成功，這標志著美國逡逑率先掌握了高超聲速飛行器的關鍵技術［２４］。同時，俄羅斯、德國、日本等國家也加大逡逑了對高超聲速飛行器的研宄力度，研究工作也已經(jīng)從概念和原理性探索進入到以具體應逡逑用為目標的技術驗證和開發(fā)階段。逡逑圖１．１邋Ｘ－４３Ａ試驗飛行器逡逑圖１．２Ｘ－５１Ａ試驗飛行器逡逑目前距高超聲速飛行器投入實用仍有很長的路要走。在高超聲速飛行器的氣動力、逡逑氣動熱、控制系統(tǒng)等方面還具有較多技術難題尚待解決，而其中高超聲速推進技術更是逡逑制約高超聲速飛行器發(fā)展的關鍵之一［５＿１４］，高超聲速飛行器的推進系統(tǒng)性能直接影響著逡逑飛行器的總體性能。由圖１．３各類發(fā)動機在不同馬赫數(shù)下比沖變化圖所示，傳統(tǒng)的渦輪／逡逑１逡逑

點項目之一。從上世紀九十年代開始，世界各國在高超聲速領域研宄方面取得了接連突逡逑破與技術進展。在美國Ｈｙｐｅｒ－Ｘ計劃中，ＮＡＳＡ蘭利研究中心的高超聲速飛行器逡逑Ｘ－４３Ａ和Ｘ－５１Ａ邋（見圖１．１、圖１．２）分別于２００４和２００９年試飛成功，這標志著美國逡逑率先掌握了高超聲速飛行器的關鍵技術［２４］。同時，俄羅斯、德國、日本等國家也加大逡逑了對高超聲速飛行器的研宄力度，研究工作也已經(jīng)從概念和原理性探索進入到以具體應逡逑用為目標的技術驗證和開發(fā)階段。逡逑圖１．１邋Ｘ－４３Ａ試驗飛行器逡逑圖１．２Ｘ－５１Ａ試驗飛行器逡逑目前距高超聲速飛行器投入實用仍有很長的路要走。在高超聲速飛行器的氣動力、逡逑氣動熱、控制系統(tǒng)等方面還具有較多技術難題尚待解決，而其中高超聲速推進技術更是逡逑制約高超聲速飛行器發(fā)展的關鍵之一［５＿１４］，高超聲速飛行器的推進系統(tǒng)性能直接影響著逡逑飛行器的總體性能。由圖１．３各類發(fā)動機在不同馬赫數(shù)下比沖變化圖所示，傳統(tǒng)的渦輪／逡逑１逡逑
【學位授予單位】：南京理工大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V211.48

【參考文獻】

相關期刊論文 前10條

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4 王磊;張X元;向有志;南向軍;蘇緯儀;;高超聲速二元彎曲激波壓縮面反設計方法的參數(shù)化研究[J];南京航空航天大學學報;2013年04期

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本文編號：2643694