超音速進(jìn)氣道流固耦合振動(dòng)研究.pdf

1、隨著超音速飛行器的發(fā)展，人們對(duì)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提出了更高的要求。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比，提升飛行器性能，逐漸采用薄壁彈性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道。這使得進(jìn)氣道薄壁彈性壁板流固耦合問(wèn)題日益突出。但傳統(tǒng)的進(jìn)氣道剛性設(shè)計(jì)方法不適合描述這類現(xiàn)象。因而需要采用流固耦合方法分析彈性進(jìn)氣道流固耦合問(wèn)題。目前，關(guān)于超音速進(jìn)氣道流固耦合作用的研究報(bào)道較少。已有的研究多涉及耦合作用進(jìn)入靜止?fàn)顟B(tài)的情形，而關(guān)于激波大幅振蕩引起的流固耦合作用研究則鮮有報(bào)道。
　　基于上述背

2、景，本文采用流固耦合方法，研究了超音速進(jìn)氣道內(nèi)激波-邊界層作用引起的非定常流動(dòng)與彈性壁板非線性振動(dòng)之間的耦合作用。鑒于多物理場(chǎng)分析的復(fù)雜性，論文根據(jù)由淺入深的原則，首先將進(jìn)氣道流固耦合問(wèn)題分解為三個(gè)獨(dú)立問(wèn)題：非定常流動(dòng)問(wèn)題，非線性振動(dòng)問(wèn)題和流固耦合算法問(wèn)題，并針對(duì)簡(jiǎn)化研究對(duì)象，對(duì)這三個(gè)問(wèn)題分別研究。在此基礎(chǔ)上，以某沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道為對(duì)象，研究激波-邊界層作用引起的非定常流動(dòng)和彈性壁板非線性振動(dòng)之間的耦合問(wèn)題。最后，通過(guò)試驗(yàn)方法研究某沖壓

3、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)非定常流動(dòng)現(xiàn)象，驗(yàn)證本文仿真建模方法。本文相關(guān)研究工作如下：
　　一、建立了描述進(jìn)氣道內(nèi)激波-邊界層作用的跨音速流動(dòng)模型，提出了通過(guò)修正入口湍流參數(shù)來(lái)提高激波-邊界層作用求解精度的方法和通過(guò)背壓擾動(dòng)觸發(fā)來(lái)提高激波-邊界層作用自激振蕩求解速度的方法，研究了湍流模型、入口湍流參數(shù)和出口背壓擾動(dòng)對(duì)簡(jiǎn)化進(jìn)氣道內(nèi)穩(wěn)態(tài)流動(dòng)和非定常流動(dòng)的影響。研究表明，修正入口湍流參數(shù)后的標(biāo)準(zhǔn)k-ω湍流模型能準(zhǔn)確地描述穩(wěn)態(tài)激波-邊界層作用穩(wěn)態(tài)流動(dòng)

4、和非定常流動(dòng)。而背壓擾動(dòng)則通過(guò)非線性“頻率捕捉”現(xiàn)象影響進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)。并且，激波振蕩現(xiàn)象對(duì)進(jìn)氣道壁面形成復(fù)雜激勵(lì)，包括振蕩區(qū)域內(nèi)的行波激勵(lì)和其下游區(qū)域的簡(jiǎn)諧激勵(lì)。
　　二、基于馮·卡門幾何非線性理論，建立了描述進(jìn)氣道彈性壁板非線性振動(dòng)的有限元模型，分析了彈性壁板在簡(jiǎn)諧激勵(lì)、行波激勵(lì)和實(shí)際激波振蕩激勵(lì)作用下的非線性振動(dòng)響應(yīng)。研究表明，馮·卡門幾何非線性會(huì)引起進(jìn)氣道彈性壁板振動(dòng)響應(yīng)出現(xiàn)非線性“跳躍”現(xiàn)象，導(dǎo)致振動(dòng)響應(yīng)存在雙重解區(qū)域，使

5、得振動(dòng)狀態(tài)取決于激勵(lì)加載歷史。另外，非線性“跳躍”還可能導(dǎo)致激勵(lì)頻率輕微變化時(shí)壁板振動(dòng)響應(yīng)大幅增加，不利于進(jìn)氣道彈性壁板振動(dòng)控制。但通過(guò)降低激勵(lì)幅值的方式可以有效削弱非線性“跳躍”，而增加壁板阻尼則可以抑制非線性“跳躍”。
　　三、建立了描述進(jìn)氣道非定常流動(dòng)與彈性壁板非線性振動(dòng)之間耦合作用的分區(qū)流固耦合模型，提出了具有自適應(yīng)變時(shí)間步長(zhǎng)特征的流固耦合算法，并對(duì)比了三種自適應(yīng)準(zhǔn)則對(duì)耦合結(jié)果的影響。結(jié)果表明，采用流固耦合界面振動(dòng)速度自適

6、應(yīng)準(zhǔn)則時(shí)，自適應(yīng)變時(shí)間步長(zhǎng)耦合算法能夠在保證分析精度的前提下，提高分區(qū)流固耦合求解速度。
　　四、基于前述三類數(shù)值模型和分析方法，研究了某亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二元矩形進(jìn)氣道內(nèi)非定常流動(dòng)現(xiàn)象，及其與彈性壁板振動(dòng)之間的耦合作用。研究表明，激波-邊界層作用自激振蕩和背壓擾動(dòng)引起的流固耦合狀態(tài)并不相同。當(dāng)進(jìn)氣道出口背壓恒定時(shí)，流固耦合狀態(tài)受是否發(fā)生激波-邊界層作用自激振蕩現(xiàn)象影響：在不發(fā)生自激振蕩現(xiàn)象時(shí)，進(jìn)氣道流固耦合作用進(jìn)入靜平衡狀態(tài)；而發(fā)生

7、自激振蕩現(xiàn)象時(shí)，流固耦合作用還受壁板阻尼影響。其中，無(wú)壁板阻尼或阻尼較小時(shí)，流固耦合作用為顫振狀態(tài)；而較大阻尼時(shí)為靜平衡狀態(tài)。當(dāng)進(jìn)氣道出口存在背壓擾動(dòng)時(shí)，彈性壁板流固耦合振動(dòng)只存在受擾動(dòng)狀態(tài)。通過(guò)增加彈性壁板阻尼和降低背壓擾動(dòng)幅值的方式可以有效削弱此時(shí)的壁板振動(dòng)幅值和激波振蕩幅值。
　　五、針對(duì)某亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二元矩形進(jìn)氣道模型，進(jìn)行了進(jìn)氣道壓力脈動(dòng)試驗(yàn)研究，分析了來(lái)流馬赫數(shù)、攻角和出口背壓對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)的影響，部分驗(yàn)證了本文流動(dòng)

8、建模方法和分析過(guò)程。其中，進(jìn)氣道臨界壓比仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合；而超臨界工況下進(jìn)氣道壓力脈動(dòng)頻率仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，壓力脈動(dòng)幅值結(jié)果存在一定誤差。
　　綜上所述，本文基于數(shù)值仿真和試驗(yàn)方法，研究了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)非定常流動(dòng)與彈性壁板非線性振動(dòng)之間的耦合作用；建立了進(jìn)氣道流動(dòng)模型、非線性振動(dòng)模型和流固耦合模型；分析了各類因素對(duì)進(jìn)氣道非定常流動(dòng)及其流固耦合作用的影響規(guī)律。本研究可對(duì)先進(jìn)超音速飛行器進(jìn)氣道彈性設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考。