彈用超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、數(shù)值模擬和流動(dòng)控制研究.pdf

1、本文針對(duì)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為4.0的超聲速巡航導(dǎo)彈用進(jìn)氣道的特點(diǎn)，選取了混壓式超聲速軸對(duì)稱沖壓進(jìn)氣道。分析了此類進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)特點(diǎn)和要求，給出了設(shè)計(jì)方法，并依據(jù)該方法開發(fā)了一套可用于此類進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的優(yōu)化程序。進(jìn)氣道唇口段的設(shè)計(jì)是此類進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵和難點(diǎn)，這方面，國內(nèi)還沒有展開研究工作，本文通過估算和數(shù)值模擬修正的方法進(jìn)行設(shè)計(jì)。根據(jù)設(shè)計(jì)要求，應(yīng)用該程序得到進(jìn)氣道的幾何參數(shù)，在此基礎(chǔ)上，建立了進(jìn)氣道的模型，對(duì)研究區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，然后利用商業(yè)

2、軟件，并采用標(biāo)準(zhǔn)κ-ε模型和標(biāo)準(zhǔn)κ-ω湍流模型，數(shù)值求解雷諾時(shí)均N-S方程，模擬得到了不同飛行馬赫數(shù)和不同反壓條件下的流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)。通過對(duì)不同工況模擬結(jié)果的分析，總結(jié)出各種工況流場的特點(diǎn)，以及流場結(jié)構(gòu)和進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、馬赫數(shù)、溫度等隨來流馬赫數(shù)、出口反壓改變而變化的規(guī)律，分析了這些特點(diǎn)和變化規(guī)律產(chǎn)生的原因。 從模擬結(jié)果中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)來流馬赫數(shù)較高時(shí)，由于激波和附面層的相互干擾，進(jìn)氣道內(nèi)通道下壁面出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離(文

3、中對(duì)氣流分離的特點(diǎn)和原因進(jìn)行了分析)，并隨著來流馬赫數(shù)的增加而增強(qiáng)，尤其是在設(shè)計(jì)狀態(tài)。氣流分離會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)嚴(yán)重減小、出口氣流畸變嚴(yán)重增加，使得進(jìn)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(jìn)氣道內(nèi)通道下壁面氣流分離較上壁面嚴(yán)重的多，采用在擴(kuò)張段下壁面開縫的措施，利用縫吸除下壁面附面層內(nèi)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(duì)不同位置(分離點(diǎn)上游、下游和附近)開縫和不同吸除流量的各

4、種情況進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了大量的流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)的模擬結(jié)果，通過對(duì)這些結(jié)果的認(rèn)真分析，總結(jié)出流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)的特點(diǎn)和變化規(guī)律，及其與吸除位置和吸除流量的關(guān)系。通過分析可以看出，由于內(nèi)通道流體的相互影響，當(dāng)下壁面分離區(qū)減小時(shí)，上壁面分離區(qū)必然增加，導(dǎo)致吸除效果并不明顯，因此需要對(duì)本文的方法進(jìn)行改進(jìn)，給出了改進(jìn)建議。 由于時(shí)間關(guān)系，不可能對(duì)這方面進(jìn)行更加全面和深入的研究，但是，本文結(jié)果可為彈用超聲速巡航進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)提供參考。