發(fā)布時(shí)間：2021-04-09 12:36

　　超聲速客機(jī)的飛行穩(wěn)定性、安全性及舒適性均受到了極大的考驗(yàn),特別是在大氣湍流的作用下,進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流耦合問題更為突出。針對(duì)超聲速狀態(tài)下進(jìn)/發(fā)匹配問題,本文利用放氣調(diào)節(jié),設(shè)計(jì)了進(jìn)氣道正激波位置自抗擾閉環(huán)控制,在抑制來(lái)流擾動(dòng)的同時(shí),實(shí)時(shí)優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流性能。為解決進(jìn)氣道調(diào)節(jié)過(guò)程中安裝性能下降的問題,提出了一種進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制方法,在大氣擾動(dòng)的情況下,通過(guò)正激波位置、燃油、尾噴管喉道面積調(diào)節(jié)控制安裝推力,使得推力控制穩(wěn)定性明顯增強(qiáng)。主要研究?jī)?nèi)容如下:首先,對(duì)超聲速進(jìn)氣道CFD仿真與正激波位置測(cè)量方法進(jìn)行了研究。建立了二維混壓式超聲速進(jìn)氣道擴(kuò)張段放氣仿真模型,基于FLUENT軟件模擬放氣閥門動(dòng)態(tài)變化,并在放氣過(guò)程中,利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道局部網(wǎng)格重構(gòu)。同時(shí),針對(duì)正激波位置測(cè)量的壓比法,基于上述進(jìn)氣道CFD模型對(duì)其進(jìn)行了計(jì)算檢測(cè),結(jié)果表明該方法能準(zhǔn)確估計(jì)正激波位置,測(cè)試誤差小于3%。其次,針對(duì)大氣湍流和下游擾動(dòng),設(shè)計(jì)了采用放氣調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道正激波位置閉環(huán)控制回路。從溫度、壓力、馬赫數(shù)三個(gè)方面詳細(xì)分析了大氣擾動(dòng)對(duì)超聲速進(jìn)氣道的動(dòng)穩(wěn)態(tài)影響,給出了大氣湍流模型。利用非線性最小二乘辨識(shí)方法對(duì)正激波... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：86 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

超音速客機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)耦合關(guān)系圖

進(jìn)發(fā)交界面放氣門δ1δ2δ3β圖 2. 5 仿真模型型如圖 2.6 所示，其中的 X ,Y 分別為進(jìn)氣道長(zhǎng)高，均為無(wú)量綱數(shù)。為了過(guò)程，基于 FLUENT 軟件進(jìn)行了二維非定常 CFD 計(jì)算，以模擬進(jìn)氣道游干擾以及放氣調(diào)節(jié)下流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)變化。湍流模型采用k ω中的 SST 計(jì)算，時(shí)間步長(zhǎng) 0.01ms，內(nèi)迭代步數(shù)設(shè)為 30。放氣閥門的開啟主要是通er Defined Function)結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)[43]來(lái)實(shí)現(xiàn)，通過(guò)改變閥門角度來(lái)達(dá)到

（a）全部計(jì)算網(wǎng)格（b）放氣區(qū)域三角形網(wǎng)格圖 2. 7 計(jì)算網(wǎng)格2.3.2 數(shù)值計(jì)算控制方程目前，納維-斯托克斯方程（ N S方程）是描述連續(xù)介質(zhì)流動(dòng)的最完整形式。在不考慮重力、熱輻射和化學(xué)反應(yīng)時(shí)，直角坐標(biāo)系下二維可壓流動(dòng)的守恒型雷諾平均 N S方程為：W F G Q Rt x y x y + + = + (2-5)式中，[ ]( ) ( )u vu uu P uvW F Gv vu vv Pe e P u e P vρ ρ ρρ ρ ρρ ρ ρ + = + + + (2-6)[ ]0 0xx xyyx yyxx yx x xy yy yQ Ru q u v qτ ττ ττ τ τ τ = + + + + (2-7)其中

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]超聲速運(yùn)輸系統(tǒng)技術(shù)研究進(jìn)展綜述[J]. 鄧帆,焦子涵,謝峰,王陽(yáng),劉輝.  飛航導(dǎo)彈. 2017(08)
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[3]航空發(fā)動(dòng)機(jī)超聲速巡航性能尋優(yōu)控制研究[J]. 孫豐勇,張海波,葉志鋒,鄭前鋼.  推進(jìn)技術(shù). 2015(08)
[4]波音2707:“幾乎吃掉西雅圖的飛機(jī)”[J]. 杭仁.  大飛機(jī). 2015(02)
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博士論文
[1]超聲速狀態(tài)航空推進(jìn)系統(tǒng)耦合特性與綜合控制優(yōu)化研究[D]. 孫豐勇.南京航空航天大學(xué) 2017
[2]智能航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化緩解控制技術(shù)研究[D]. 李業(yè)波.南京航空航天大學(xué) 2014
[3]航空發(fā)動(dòng)機(jī)模型基優(yōu)化控制技術(shù)研究[D]. 王健康.南京航空航天大學(xué) 2013
[4]航空發(fā)動(dòng)機(jī)及控制系統(tǒng)建模與面向?qū)ο蟮姆抡嫜芯縖D]. 周文祥.南京航空航天大學(xué) 2006

碩士論文
[1]彈用二元混壓超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究[D]. 董家峰.西北工業(yè)大學(xué) 2007



本文編號(hào)：3127631