高超聲速飛行技術(shù)對國家的國土安全、空間探索和經(jīng)濟(jì)發(fā)展有著重要的意義,其發(fā)展離不開超燃沖壓發(fā)動機(jī)的實(shí)現(xiàn)。作為超燃沖壓發(fā)動機(jī)的重要一部分,進(jìn)氣道的性能關(guān)系著整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)能否穩(wěn)定工作。在高超聲速進(jìn)氣道的流動中,最常見的是激波/邊界層干擾現(xiàn)象。該現(xiàn)象的存在使進(jìn)氣道內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)變得十分復(fù)雜,并有可能對進(jìn)氣道性能產(chǎn)生不利的影響,因此需要對其流動機(jī)理進(jìn)行深入的研究。本文對這一問題展開數(shù)值模擬,以便加強(qiáng)對這一流動現(xiàn)象的理解,主要內(nèi)容包括:（1）對典型的超音速壓縮拐角激波/邊界層干擾算例進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算中確保了拐角前方的邊界層參數(shù)相同。隨后用四種湍流模型對不同角度的壓縮拐角進(jìn)行計(jì)算,并將結(jié)果同實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較。結(jié)果表明:對于壓縮拐角的激波/邊界層干擾問題,BSL（Menter Baseline）模型和BSL雷諾應(yīng)力模型對壓力系數(shù)、壁面摩擦力系數(shù)和分離區(qū)的預(yù)測結(jié)果較好。（2）對典型的二維混壓式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值模擬,對比不同模型計(jì)算結(jié)果的差異與原因,并綜合壓縮拐角算例的結(jié)果,得到了BSL雷諾應(yīng)力模型相對于其它三種模型對此激波/邊界層干擾問題較為適用的結(jié)論。接著又模擬了壁面溫度對進(jìn)氣道的流動結(jié)構(gòu)和性... 

【文章來源】：華中科技大學(xué)湖北省 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：82 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

超燃沖壓發(fā)動機(jī)示意圖

圖 1-2 激波/邊界層干擾示意圖[12]因此，為了實(shí)現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動機(jī)的高效穩(wěn)定運(yùn)行，需要對高超聲速進(jìn)氣道界層干擾的流動機(jī)理進(jìn)行深入的研究。本論文針對這一問題展開數(shù)值模擬對激波/邊界層干擾這一流動現(xiàn)象的理解，有助于指導(dǎo)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)及相應(yīng)，對發(fā)展高超聲速飛行技術(shù)具有重要的實(shí)際意義。內(nèi)外研究進(jìn)展隨著流體力學(xué)和計(jì)算機(jī)科學(xué)的不斷進(jìn)步和發(fā)展，目前對激波/邊界層問題的理論分析、實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬三個(gè)方面進(jìn)行。其中理論分析是通過建立設(shè)條件，然后求解相應(yīng)的控制方程，最后對得到的結(jié)果進(jìn)行分析來對流動述。理論分析方法從理論出發(fā)，需要對流動的機(jī)理和流動現(xiàn)象有深層次的理于復(fù)雜的流動現(xiàn)象，理論分析很難找到與實(shí)際流動相符的物理模型。實(shí)驗(yàn)[13]

來檢驗(yàn) SA 模型、SST 模型、BSL 模型和 BSL 雷諾應(yīng)力模擾的綜合預(yù)測能力。背景拐角激波/邊界層干擾現(xiàn)象廣泛地存在于高超聲速飛行器的內(nèi)流和外器進(jìn)行超聲速飛行時(shí)，飛行器機(jī)翼、尾翼的控制舵面上，以及高超聲道內(nèi)壓氣機(jī)葉片和輪轂的交界面處以及導(dǎo)彈彈體一二級交界處都存/邊界層干擾的現(xiàn)象。壓縮拐角激波/邊界干擾物理模型簡單，但其流其示意如圖 3-1。超聲速氣流經(jīng)過壓縮拐角時(shí)，產(chǎn)生一道斜激波，波壓梯度的作用下，流動平衡狀態(tài)被破壞，使得壓縮拐角前端的邊界層變的影響下，拐角前段提前產(chǎn)生一系列的斜的壓縮波。斜激波后的承受強(qiáng)逆壓梯度而在拐點(diǎn)附近發(fā)生分離，形成一個(gè)分離區(qū)。超聲速后在下游斜面的壓縮作用下，繼續(xù)產(chǎn)生一系列壓縮波系。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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[2]湍流燃燒模型在航空發(fā)動機(jī)燃燒室中的應(yīng)用研究[D]. 徐榕.南京航空航天大學(xué) 2014
[3]高超聲速內(nèi)外流動激波/邊界層相互作用的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究[D]. 黃舶.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2013
[4]超聲速邊界層及激波與邊界層相互作用的實(shí)驗(yàn)研究[D]. 何霖.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2011
[5]高超聲速進(jìn)氣道動/穩(wěn)態(tài)攻角特性研究[D]. 劉凱禮.南京航空航天大學(xué) 2012
[6]高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)激波/邊界層干擾及射流式渦流發(fā)生器的流動控制方法研究[D]. 陳逖.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2012



本文編號：3343473