本文關(guān)鍵詞：一種改善高超聲速進氣道自起動能力的流場控制研究

  更多相關(guān)文章： 高超聲速進氣道 自起動能力 流場控制 回流通道 數(shù)值仿真 風洞試驗 氣動性能

【摘要】：為改善高超聲速進氣道低馬赫數(shù)下自起動能力進而拓寬進氣道工作馬赫數(shù)范圍,本文提出一種回流通道封閉式自動流場控制方案,并采用數(shù)值模擬與風洞試驗驗證相結(jié)合的方法對不帶/帶回流通道進氣道自起動過程、流場變化特征及氣動性能開展了研究。首先,完成了二元高超聲速進氣道的幾何型面設(shè)計,通過初步的數(shù)值仿真分析了進氣道不起動/起動流場特征,結(jié)果表明:不同工作狀態(tài)下,進氣道呈現(xiàn)出截然不同的流態(tài)特征,進氣道入口前壓縮面內(nèi)靜壓分布規(guī)律發(fā)生顯著變化。借助于進氣道不起動流場中分離誘導(dǎo)激波前后靜壓差,本文提出了一種回流通道流場控制概念。然后,采用定常數(shù)值仿真方法對回流通道典型幾何參數(shù)影響進氣道流場特性和氣動性能進行分析,揭示了回流通道改善流場特性的機理、獲得了回流通道典型幾何參數(shù)對進氣道自起動性能的影響規(guī)律,并與不帶回流通道進氣道性能進行對比。結(jié)果顯示:回流通道使進氣道(內(nèi)收縮比CR=1.6)自起動馬赫數(shù)由Ma=4.7降低至Ma=3.6,進氣道工作馬赫數(shù)范圍顯著拓寬;回流通道進口位置對進氣道自起動馬赫數(shù)存在較大影響,但回流通道出口位置、回流通道寬度(8mm)對進氣道自起動馬赫數(shù)幾乎無影響;由于回流通道使進氣道工作馬赫數(shù)降低,因此低馬赫數(shù)時,進氣道性能有明顯改善,而高馬赫數(shù)下回流通道對進氣道性能幾乎不產(chǎn)生影響。接著,對不帶/帶回流通道進氣道(內(nèi)收縮比CR=2.0)開展三維計算域下的CFD仿真計算及典型狀態(tài)下風洞試驗。結(jié)果表明:Ma=5.0、?0??來流條件下不帶回流通道進氣道未能起動,進氣道入口處形成較大一個呈周期脈動的分離包。而帶回流通道進氣道在Ma=5.0、?0??時唇口處大分離包及誘導(dǎo)激波消失,進氣道正常起動工作。且在?4??、?6??大攻角來流工況下,進氣道起動流場仍能正常建立,說明帶回流通道進氣道在?0??時自起動馬赫數(shù)顯著低于馬赫5.0,進氣道自起動能力得以明顯改善。最后,對回流通道引流過程進行非定常數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)回流通道開啟的瞬間,回流量迅速上升至最大值而后逐漸下降直至趨于平穩(wěn),而整個過程中進氣道捕獲流量呈現(xiàn)出完全相反的變化趨勢;通過移動后堵錐對Ma=6.0、?0??來流條件下高超聲速進氣道的再起動過程進行了研究,由試驗現(xiàn)象觀察到:出口反壓的持續(xù)下降使處于不起動狀態(tài)的進氣道實現(xiàn)再起動,根據(jù)各階段流場特征可將進氣道再起動過程大致劃分為大幅度喘振、內(nèi)通道運動波系吞入及隔離段出口附近小幅高頻脈動三個過程。
【關(guān)鍵詞】：高超聲速進氣道 自起動能力 流場控制 回流通道 數(shù)值仿真 風洞試驗 氣動性能
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V211.48
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-12
• 注釋表12-13
• 縮略詞13-14
• 第一章 緒論14-24
• 1.1 研究背景及意義14-15
• 1.2 進氣道起動問題15-17
• 1.3 國外內(nèi)研究現(xiàn)狀17-23
• 1.3.1 變幾何進氣道研究現(xiàn)狀18-20
• 1.3.2 流場控制技術(shù)研究現(xiàn)狀20-23
• 1.4 本文的主要研究工作23-24
• 第二章 進氣道型面設(shè)計及流場控制概念的提出24-28
• 2.1 引言24
• 2.2 二元高超聲速進氣道設(shè)計24-26
• 2.2.1 二元高超聲速進氣道幾何型面設(shè)計24-25
• 2.2.2 進氣道不起動/起動流場特征分析25-26
• 2.3 回流通道流場控制概念的提出26
• 2.4 小結(jié)26-28
• 第三章 回流通道流場控制機理及典型幾何參數(shù)規(guī)律性研究28-42
• 3.1 引言28
• 3.2 物理模型與數(shù)值計算方法28-30
• 3.2.1 回流通道實現(xiàn)模式28-29
• 3.2.2 數(shù)值仿真方法29-30
• 3.2.2.1 控制方程29
• 3.2.2.2 湍流模型29-30
• 3.2.2.3 計算網(wǎng)格及邊界條件30
• 3.3 數(shù)值方法校驗30-31
• 3.4 回流通道改善進氣道自起動能力機理31-34
• 3.5 回流通道典型幾何參數(shù)影響規(guī)律34-39
• 3.5.1 回流通道進口位置的影響35-37
• 3.5.2 回流通道出口位置的影響37-38
• 3.5.3 回流通道寬度的影響38-39
• 3.6 全馬赫數(shù)范圍內(nèi)回流通道對進氣道性能的影響39-41
• 3.7 小結(jié)41-42
• 第四章 回流通道流場控制方案試驗研究42-79
• 4.1 引言42
• 4.2 二元高超進氣道試驗介紹42-53
• 4.2.1 進氣道型面42-44
• 4.2.2 試驗?zāi)Ｐ?/span>44-45
• 4.2.3 試驗條件和測量方法45-48
• 4.2.4 試驗數(shù)據(jù)處理方法48-52
• 4.2.5 試驗方案52-53
• 4.3 進氣道模型數(shù)值仿真方法53
• 4.4 結(jié)果與分析53-77
• 4.4.1 不帶回流通道進氣道自起動特性分析53-62
• 4.4.2 帶回流通道進氣道自起動特性分析62-68
• 4.4.3 二元高超聲速進氣道氣動性能分析68-70
• 4.4.4 高超聲速進氣道再起動特性分析70-77
• 4.5 小結(jié)77-79
• 第五章 結(jié)論與展望79-81
• 5.1 主要結(jié)論79-80
• 5.2 本文創(chuàng)新點80
• 5.3 工作展望80-81
• 參考文獻81-85
• 致謝85-86
• 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文86-87
• 附錄 動態(tài)壓力信號功率譜密度87-91

【參考文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 苗海豐;謝旅榮;郭榮偉;;一級錐可調(diào)變幾何軸對稱進氣道初步研究[J];航空動力學(xué)報;2013年08期

2 袁化成;滕健;郭榮偉;;內(nèi)收縮比可控的二元高超聲速變幾何進氣道研究[J];航空動力學(xué)報;2012年11期

3 金志光;張X元;陳衛(wèi)明;劉媛;;高超聲速二元變幾何進氣道氣動方案設(shè)計與調(diào)節(jié)規(guī)律研究[J];航空學(xué)報;2013年04期

4 嚴紅明;鐘兢軍;楊凌;韓吉昂;;組合發(fā)動機可調(diào)進氣道氣動性能[J];航空動力學(xué)報;2011年02期

5 趙亮;袁化成;李博;;溢流槽對二元高超聲速進氣道性能的影響[J];航空動力學(xué)報;2010年07期

6 王衛(wèi)星;袁化成;黃國平;梁德旺;;抽吸位置對高超聲速進氣道起動性能的影響[J];航空動力學(xué)報;2009年04期

7 張輝;伊衛(wèi)林;岳連捷;季路成;;可變幾何軸對稱進氣道初步設(shè)計[J];燃氣輪機技術(shù);2008年03期

8 常軍濤;鮑文;崔濤;于達仁;;抽吸對高超聲速進氣道抗反壓能力的影響[J];航空動力學(xué)報;2008年03期

9 袁化成;梁德旺;;抽吸對高超聲速進氣道起動能力的影響[J];推進技術(shù);2006年06期

10 袁化成;梁德旺;;高超聲速進氣道再起動特性分析[J];推進技術(shù);2006年05期

，

本文編號：843314