發(fā)布時(shí)間：2021-03-21 22:02

　　隨著高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展,吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)已成為制約其整體氣動(dòng)性能提升的最主要關(guān)鍵技術(shù)之一,然而能夠從流動(dòng)角度實(shí)現(xiàn)空間曲面均勻過渡的設(shè)計(jì)技術(shù)較少,因此,三維超聲速反問題研究始終是一個(gè)需求迫切卻難以解決的課題。本文通過分析三維特征線方法,提出了三維流線壓力反問題的雙特征線解法和曲面激波的參考平面解法,設(shè)計(jì)了異形進(jìn)口的超聲速噴管、變截面流道、曲面激波,探索了壓力波的傳播、消除等過程。本文從直角坐標(biāo)系下的三維、定常、無粘、可壓縮的控制方程出發(fā),推導(dǎo)了三維特征線方法的特征方程和相容方程,并基于雙特征線理論及Butler解法,提出三維壓力反問題的雙特征線求解技術(shù),簡稱iMOC-3D求解器。該求解器能夠根據(jù)給定的來流條件和壁面壓力分布求解壁面的三維坐標(biāo)。采用Prandtl-Meyer膨脹波、Busemann進(jìn)氣道的理論解,對iMOC-3D算法的膨脹、壓縮過程進(jìn)行了精度評估,且誤差量級均為1×10^-4量級。從柱坐標(biāo)系下的三維、定常、無粘、可壓縮的控制方程出發(fā),推導(dǎo)了適用于參考平面法的特征方程和相容方程,并提出三維超聲速氣動(dòng)反問題的參考平面解法... 

【文章來源】：國防科技大學(xué)湖南省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：101 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

REST進(jìn)氣道[62]

國防科技大學(xué)研究生院碩士學(xué)位論文超聲速尾噴管。南京航空航天大學(xué)的莫建偉等[66]針對非對稱噴管入口截面與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的相容需求、以及出口截面與飛行器后體的一體化需求，對三維變截面非對稱尾噴管的設(shè)計(jì)方法展開了研究�；诃h(huán)形流場和雙向流線追蹤技術(shù)，設(shè)計(jì)了進(jìn)出口形狀均可控的三維變截面（圓轉(zhuǎn)方）非對稱噴管。該方法進(jìn)行流線的正向追蹤和逆向追蹤，并采用漸變函數(shù)將兩個(gè)流管融合為一個(gè)三維漸變流道，如圖 1.2所示，同時(shí)分析了不同的漸變函數(shù)對三維非對稱噴管性能的影響。

圖 1.4 密切錐乘波體設(shè)計(jì)示意圖[73]圖 1.5 “切片”設(shè)計(jì)思想[75]1.2.2.3 邊界反問題預(yù)設(shè)邊界壓力分布求解幾何形狀是一種新的思路。該思想能夠通過給定邊界參數(shù)分布來實(shí)現(xiàn)流場的加速/膨脹、減速/壓縮、轉(zhuǎn)彎、變形等功能。對于二維的邊界反問題，國內(nèi)各單位做了很多工作。2013 年南京航空航天大學(xué)的全志斌等人設(shè)計(jì)了壁面壓力分布可控的單邊膨脹噴管[76]。2016 年廈門大學(xué)的李怡慶等人設(shè)計(jì)了壁面壓力分布可控的高超聲速進(jìn)氣道[77]。2015 年，趙玉新等人[78]針對目前三維超聲速、高超聲速流場設(shè)計(jì)需求，提出了一種全三維的超聲速流場壓力反問題求解方法。該作者構(gòu)造了一種邊界 Riemann反問題(BRiP)求解器，根據(jù)單邊狀態(tài)變量和邊界壓力，求解邊界的幾何參數(shù)。即在三維超聲速流場設(shè)計(jì)中，可根據(jù)壁面壓力分布和來流條件求解壁面的三維坐標(biāo)。在 BRiP 求解器的基礎(chǔ)上，傳統(tǒng)的基于 Riemann 問題的 CFD 格式均可用于超聲速三維反問題的求解。如圖 1.6 所示，該作者采用原始 Godunov 格式，設(shè)計(jì)了入口分別為矩形、橢圓形、扇環(huán)形的三維超聲速壓縮流道。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]三維超聲速流動(dòng)的壓力反問題[J]. 藍(lán)慶生,趙玉新,趙一龍,劉紅陽.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2017(03)
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[3]考慮進(jìn)口非均勻的噴管設(shè)計(jì)及冷流條件下的性能研究[J]. 莫建偉,徐驚雷,全志斌,俞凱凱.  航空學(xué)報(bào). 2014(03)
[4]并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)性能數(shù)值模擬[J]. 莫建偉,徐驚雷,喬松松.  推進(jìn)技術(shù). 2013(04)
[5]基于控制壁面壓力分布的分級單邊膨脹噴管設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證[J]. 全志斌,徐驚雷,莫建偉.  推進(jìn)技術(shù). 2013(03)
[6]截短單邊膨脹噴管的試驗(yàn)和數(shù)值模擬[J]. 莫建偉,徐驚雷,全志斌.  推進(jìn)技術(shù). 2012(06)
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[8]壓升規(guī)律可控的高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)[J]. 南向軍,張堃元,金志光,孫波.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2011(03)
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博士論文
[1]超聲速內(nèi)流道型面設(shè)計(jì)及其流動(dòng)機(jī)理研究[D]. 郭善廣.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2016
[2]TBCC排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法及流場特性研究[D]. 莫建偉.南京航空航天大學(xué) 2015
[3]超聲速混合層時(shí)空結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)研究[D]. 趙玉新.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2008

碩士論文
[1]特征線追蹤方法及應(yīng)用[D]. 劉紅陽.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2015
[2]乘波體飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)及其數(shù)值驗(yàn)證[D]. 趙博.哈爾濱工程大學(xué) 2013



本文編號：3093618