高超聲速進(jìn)氣道動(dòng)-穩(wěn)態(tài)攻角特性研究.pdf

1、高超聲速進(jìn)氣道攻角特性與高超聲速飛行器性能密切相關(guān)，具有重要的理論意義和工程應(yīng)用背景，是國(guó)內(nèi)外研究者關(guān)注的重要問題。針對(duì)高超聲速飛行器在飛行過程中，俯仰姿態(tài)可能發(fā)生大幅度改變或振蕩的特點(diǎn)，本文采用理論分析、數(shù)值模擬和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法，研究了攻角導(dǎo)致的來流條件定常、非定常變化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)特征和性能參數(shù)的影響，分析了其形成機(jī)理，為高超聲速進(jìn)氣道性能估計(jì)及有效控制建立了必要的理論基礎(chǔ)和技術(shù)儲(chǔ)備。
　　 論文首先研究了穩(wěn)

2、態(tài)攻角變化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道性能的影響。針對(duì)Ma6.5一級(jí)的高超聲速飛行器，在相同約束條件下(相同設(shè)計(jì)馬赫數(shù)、等進(jìn)口面積、相同出口馬赫數(shù))，設(shè)計(jì)了一組包括二元式、側(cè)壓式、軸對(duì)稱式、三維內(nèi)收縮式的高超聲速進(jìn)氣道方案，并采用三維數(shù)值模擬的方法研究了攻角對(duì)高超聲速進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的影響，揭示了典型高超聲速進(jìn)氣道方案的內(nèi)部流動(dòng)特征、性能參數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。研究結(jié)果表明：攻角變化改變了進(jìn)氣道壓縮量、內(nèi)通道的附面層厚度和入口氣流品質(zhì)，從而影響了進(jìn)氣道

3、流量捕獲特征、壓縮能力和出口總壓恢復(fù)性能；進(jìn)氣道攻角的增加還會(huì)使得進(jìn)氣道抗反壓能力提高，起動(dòng)能力下降。對(duì)于不同的進(jìn)氣道構(gòu)型而言，攻角對(duì)軸對(duì)稱式進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響規(guī)律和其它進(jìn)氣道類型相比存在顯著差別。
　　 本文接著探索了動(dòng)態(tài)攻角變化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道性能影響。采用非定常、動(dòng)網(wǎng)格數(shù)值模擬方法，考慮了不同攻角動(dòng)態(tài)變化方式，分析了攻角動(dòng)態(tài)頻率/速率、幅值、來流馬赫數(shù)、振蕩轉(zhuǎn)軸位置、起始振蕩攻角、進(jìn)氣道尺度、前緣鈍化、總收縮比和飛行高度

4、等參數(shù)對(duì)高超聲速進(jìn)氣道攻角動(dòng)態(tài)特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明，攻角動(dòng)態(tài)變化時(shí)：受到氣流的可壓縮性、粘性作用等帶來的氣動(dòng)遲滯效應(yīng)的影響，高超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)特征和性能參數(shù)會(huì)存在一定滯后現(xiàn)象，且不同性能參數(shù)之間的滯后規(guī)律不同；對(duì)于攻角變化造成的進(jìn)氣道不起動(dòng)問題，隨著動(dòng)態(tài)攻角速率/頻率的增加，進(jìn)氣道發(fā)生不起動(dòng)的攻角值變大，進(jìn)氣道再起動(dòng)的攻角值減小，即攻角動(dòng)態(tài)變化對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)過程存在一定的遲滯效應(yīng)。此外，對(duì)于不能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)的高超聲速進(jìn)氣道，發(fā)現(xiàn)以特

5、定攻角速率/頻率振蕩可能利于進(jìn)氣道重新恢復(fù)起動(dòng)。研究認(rèn)為，攻角動(dòng)態(tài)速率/頻率、振蕩幅值、來流馬赫數(shù)和進(jìn)氣道幾何尺度是影響高超聲速進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)攻角性能的重要因素，相對(duì)而言，進(jìn)氣道總收縮比、飛行高度、轉(zhuǎn)軸位置及前緣鈍化等因素不會(huì)顯著影響進(jìn)氣道的動(dòng)態(tài)攻角性能。
　　 針對(duì)高超聲速飛行器與機(jī)體高度一體化的進(jìn)氣系統(tǒng)，設(shè)計(jì)了基于二元進(jìn)氣道的高超聲速前體/進(jìn)氣道一體化模型，分析了攻角動(dòng)態(tài)變化對(duì)一體化模型氣動(dòng)特性的影響，并對(duì)飛行環(huán)境下一體化模型的

6、動(dòng)態(tài)攻角性能進(jìn)行初步預(yù)測(cè)。研究結(jié)果表明：攻角動(dòng)態(tài)變化的三維前體/進(jìn)氣道一體化模型其性能參數(shù)出現(xiàn)了遲滯現(xiàn)象，進(jìn)氣道的不起動(dòng)、再起動(dòng)過程產(chǎn)生了滯后現(xiàn)象；對(duì)于高超聲速前體/進(jìn)氣道一體化模型，在轉(zhuǎn)級(jí)及巡航飛行狀態(tài)，攻角在一定范圍內(nèi)發(fā)生的動(dòng)態(tài)變化不會(huì)使進(jìn)氣道捕獲流量及其它性能參數(shù)發(fā)生突然變化，即不會(huì)引起進(jìn)氣道工作狀態(tài)的突變。
　　 最后，本文結(jié)合數(shù)值模擬的研究方法，在Ma3.85條件下完成了二元式、側(cè)壓式高超聲速進(jìn)氣道攻角連續(xù)動(dòng)態(tài)變化的風(fēng)

7、洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)中的攻角頻率最大達(dá)10.4Hz，攻角變化范圍為0°～8.2°。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：二元高超聲速進(jìn)氣道在攻角振蕩過程中全程處于起動(dòng)狀態(tài)，其性能變化曲線與穩(wěn)態(tài)時(shí)相似，攻角的動(dòng)態(tài)變化未對(duì)進(jìn)氣道性能產(chǎn)生顯著的影響；側(cè)壓式進(jìn)氣道重復(fù)出現(xiàn)起動(dòng)-不起動(dòng)-再起動(dòng)現(xiàn)象；在攻角振蕩過程中，受到壁面運(yùn)動(dòng)的影響，側(cè)壓式高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能出現(xiàn)了遲滯現(xiàn)象，隨著攻角動(dòng)態(tài)頻率增加，其不起動(dòng)攻角逐漸增加而再起動(dòng)的攻角逐漸減小。
　　 針對(duì)攻角動(dòng)態(tài)變化影