鼻錐鈍化軸對稱高超聲速進(jìn)氣道流動特性研究.pdf

1、前緣鈍化是飛行器熱防護(hù)采用的主要方式，也是高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計時需要考慮的重要因素。全面考察前體鈍化對進(jìn)氣道流場結(jié)構(gòu)、性能參數(shù)等流動特性的影響，揭示鈍化效應(yīng)影響的流動機(jī)理與規(guī)律，可為進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計、進(jìn)氣道乃至飛行器工作性能的提升提供指導(dǎo)。本文以高超聲速軸對稱進(jìn)氣道為研究對象，在不同馬赫數(shù)與攻角來流下開展鼻錐鈍化對進(jìn)氣道流動特性影響的數(shù)值模擬與實(shí)驗研究。主要內(nèi)容如下:
　　首先介紹了研究方法，包括風(fēng)洞實(shí)驗設(shè)備與實(shí)驗測量技術(shù)，用于進(jìn)氣道

2、快速設(shè)計的特征線法以及CFD數(shù)值模擬計算軟件。對于CFD計算軟件在高超聲速進(jìn)氣道流動計算的可靠性，選取HB-2標(biāo)準(zhǔn)模型、軸對稱構(gòu)型激波邊界層干擾以及軸對稱進(jìn)氣道實(shí)驗，驗證計算軟件在氣動力、激波邊界層干擾與進(jìn)氣道內(nèi)外耦合流動計算的準(zhǔn)確性。結(jié)果表明，CFD計算軟件所模擬的高超聲速進(jìn)氣道流動是可信的。
　　基于特征線法，編寫調(diào)試了尖前緣高超聲速軸對稱進(jìn)氣道前體快速設(shè)計程序，包括多級錐、錐加等熵以及彎曲錐壓縮前體進(jìn)氣道的設(shè)計模塊。針對鈍化

3、前緣附近亞聲速流動致使特征線法等快速設(shè)計方法應(yīng)用受限，將特征線法與CFD計算結(jié)合，提出一種耦合鈍化前緣的前體快速設(shè)計方法。該方法結(jié)合了CFD在鈍頭區(qū)域流場計算的準(zhǔn)確性以及特征線法在進(jìn)氣道設(shè)計上的效率，可實(shí)現(xiàn)前體鈍化二元/軸對稱進(jìn)氣道的快速設(shè)計與評估。在此基礎(chǔ)上，以進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)為約束條件，設(shè)計了四種前體壓縮類型軸對稱進(jìn)氣道構(gòu)型:分別為兩級錐前體壓縮、三級錐前體壓縮、錐加等熵前體壓縮與彎曲錐前體壓縮構(gòu)型。
　　針對設(shè)計的四種進(jìn)氣道

4、構(gòu)型，采用CFD模擬研究了軸對稱進(jìn)氣道流動特性隨來流攻角與馬赫數(shù)的變化規(guī)律;通過四種構(gòu)型進(jìn)氣道流動特性的對比，分析了前體壓縮方式對來流條件變化的敏感性與適應(yīng)性。結(jié)果表明，對于軸對稱進(jìn)氣道構(gòu)型，來流攻角在產(chǎn)生升力的同時會使得進(jìn)氣道流動性能下降。有攻角來流時進(jìn)氣道迎風(fēng)面壓縮強(qiáng)度增大、背風(fēng)面壓縮強(qiáng)度減小，這使得進(jìn)氣道出現(xiàn)自迎風(fēng)向背風(fēng)面的橫向流動、進(jìn)氣道周向流動不均勻。不同前體壓縮方式對于來流攻角與馬赫數(shù)變化的適應(yīng)性不同。錐加等熵和彎曲錐構(gòu)型前

5、體彎曲壓縮面所產(chǎn)生的壓縮波在有攻角與低來流馬赫數(shù)時對前緣激波位置會起到調(diào)節(jié)作用。這使得在非設(shè)計來流時錐加等熵和彎曲錐這兩種構(gòu)型流量系數(shù)要明顯高于兩級錐和三級錐構(gòu)型。此外，采用等熵壓縮方式的錐加等熵構(gòu)型在氣流壓縮效率方面要優(yōu)于其他構(gòu)型，在出口壓比相當(dāng)?shù)那疤嵯驴倝夯謴?fù)系數(shù)最高，因而本文以此為基準(zhǔn)構(gòu)型開展了鼻錐鈍化尺度影響規(guī)律研究。
　　以錐加等熵構(gòu)型為對象，開展了不同馬赫數(shù)、攻角條件下鼻錐鈍化尺度影響的CFD模擬分析研究，并且在常規(guī)風(fēng)

6、洞中開展馬赫6來流條件的實(shí)驗觀測。結(jié)果表明，鼻錐鈍化尺度對于軸對稱進(jìn)氣道影響與邊界層狀態(tài)、來流攻角密切相關(guān)，與二元進(jìn)氣道影響存在明顯的差異。無攻角來流條件下，數(shù)值模擬與風(fēng)洞實(shí)驗結(jié)果均表明，鼻錐鈍化尺度在5％捕獲半徑尺度內(nèi)軸對稱進(jìn)氣道流動特性變化不顯著。有攻角來流條件下，進(jìn)氣道迎風(fēng)面流場結(jié)構(gòu)、壁面壓力分布基本不變，但背風(fēng)面邊界層厚度增加，滑移線向外偏移，流動趨向不穩(wěn)定。R3.2mm鼻錐構(gòu)型自然轉(zhuǎn)捩的實(shí)驗結(jié)果表明，4度攻角時進(jìn)氣道背風(fēng)面出現(xiàn)

7、明顯的邊界層分離;在7度攻角時背風(fēng)面大范圍的分離導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動，壁面壓強(qiáng)明顯下降。采用離散粗糙帶強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩后，4度攻角R3.2mm鼻錐構(gòu)型背風(fēng)面分離區(qū)明顯減小、分離激波消失，而7度攻角來流時背風(fēng)面仍舊不起動，但分離激波向下游移動、分離范圍減小。
　　在激波風(fēng)洞中開展了無攻角來流條件下，離散粗糙帶以及鼻錐鈍化尺度對軸對稱進(jìn)氣道喘振流動影響的實(shí)驗研究。結(jié)果表明，粗糙帶的引入顯著抑制了喘振中激波的振蕩范圍。由于前體分離區(qū)傳播范圍的減小，