彈用超聲速進氣道設計、數值模擬和流動控制研究.pdf

1、本文針對設計馬赫數為4.0的超聲速巡航導彈用進氣道的特點，選取了混壓式超聲速軸對稱沖壓進氣道。分析了此類進氣道的設計特點和要求，給出了設計方法，并依據該方法開發(fā)了一套可用于此類進氣道設計的優(yōu)化程序。進氣道唇口段的設計是此類進氣道設計的一個關鍵和難點，這方面，國內還沒有展開研究工作，本文通過估算和數值模擬修正的方法進行設計。根據設計要求，應用該程序得到進氣道的幾何參數，在此基礎上，建立了進氣道的模型，對研究區(qū)域進行了網格劃分，然后利用商業(yè)

2、軟件，并采用標準κ-ε模型和標準κ-ω湍流模型，數值求解雷諾時均N-S方程，模擬得到了不同飛行馬赫數和不同反壓條件下的流場結構和相關參數。通過對不同工況模擬結果的分析，總結出各種工況流場的特點，以及流場結構和進氣道出口總壓恢復系數、馬赫數、溫度等隨來流馬赫數、出口反壓改變而變化的規(guī)律，分析了這些特點和變化規(guī)律產生的原因。 從模擬結果中發(fā)現，當來流馬赫數較高時，由于激波和附面層的相互干擾，進氣道內通道下壁面出現嚴重的氣流分離(文

3、中對氣流分離的特點和原因進行了分析)，并隨著來流馬赫數的增加而增強，尤其是在設計狀態(tài)。氣流分離會導致進氣道總壓恢復系數嚴重減小、出口氣流畸變嚴重增加，使得進氣道性能下降很多，因此，需要采取措施控制該處的氣流分離。 由于進氣道內通道下壁面氣流分離較上壁面嚴重的多，采用在擴張段下壁面開縫的措施，利用縫吸除下壁面附面層內的低能量氣流以減少附面層厚度的原理來控制氣流的分離。本文對不同位置(分離點上游、下游和附近)開縫和不同吸除流量的各

4、種情況進行了數值模擬，得到了大量的流場結構和相關參數的模擬結果，通過對這些結果的認真分析，總結出流場結構和相關參數的特點和變化規(guī)律，及其與吸除位置和吸除流量的關系。通過分析可以看出，由于內通道流體的相互影響，當下壁面分離區(qū)減小時，上壁面分離區(qū)必然增加，導致吸除效果并不明顯，因此需要對本文的方法進行改進，給出了改進建議。 由于時間關系，不可能對這方面進行更加全面和深入的研究，但是，本文結果可為彈用超聲速巡航進氣道的設計提供參考。