高超聲速飛行器-發(fā)動機流動控制研究.pdf_第1頁
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文檔簡介

1、本文針對目前流動控制的兩種主要方式，即局部加熱控制和磁流體控制，分別對高超聲速飛行器前體/進氣道虛擬前罩流動控制，前體/進氣道MHD控制和后體/尾噴管的虛擬舵流動控制進行了數(shù)值試驗原理驗證和局部控制變量的控制特性研究。具體工作如下：
　　對于飛行器前體/進氣道虛擬前罩流動控制，本文在虛擬前罩局部加熱控制流場的原理下，確定了虛擬前罩的流動控制計算驗證模型，數(shù)值計算方法和計算網(wǎng)格結(jié)構(gòu)。通過數(shù)值仿真二維的高超聲速進氣道溢流條件下流場結(jié)構(gòu)

2、和不同控制變量下的性能參數(shù)，得到二維的飛行器/前體流動控制性能，說明了主要的控制變量變化對進氣道性能的影響。
　　對于飛行器前體/進氣道磁流體流動控制，本文研究了電子束注入形成局部可控等離子體的機制和數(shù)學(xué)模型，建立了外加磁場對其進行加速減速的計算模型；建立MATLAB與FLUENT的局部計算域數(shù)據(jù)交換進行耦合求解MHD進氣道流場控制的計算平臺；通過算例驗證了模型的有效性，并計算了在控制位置一定時，能量注入大小的流動控制特性。

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