鼻錐鈍化軸對稱高超聲速進氣道流動特性研究.pdf

1、前緣鈍化是飛行器熱防護采用的主要方式，也是高超聲速進氣道設計時需要考慮的重要因素。全面考察前體鈍化對進氣道流場結構、性能參數(shù)等流動特性的影響，揭示鈍化效應影響的流動機理與規(guī)律，可為進氣道優(yōu)化設計、進氣道乃至飛行器工作性能的提升提供指導。本文以高超聲速軸對稱進氣道為研究對象，在不同馬赫數(shù)與攻角來流下開展鼻錐鈍化對進氣道流動特性影響的數(shù)值模擬與實驗研究。主要內(nèi)容如下:
　　首先介紹了研究方法，包括風洞實驗設備與實驗測量技術，用于進氣道

2、快速設計的特征線法以及CFD數(shù)值模擬計算軟件。對于CFD計算軟件在高超聲速進氣道流動計算的可靠性，選取HB-2標準模型、軸對稱構型激波邊界層干擾以及軸對稱進氣道實驗，驗證計算軟件在氣動力、激波邊界層干擾與進氣道內(nèi)外耦合流動計算的準確性。結果表明，CFD計算軟件所模擬的高超聲速進氣道流動是可信的。
　　基于特征線法，編寫調(diào)試了尖前緣高超聲速軸對稱進氣道前體快速設計程序，包括多級錐、錐加等熵以及彎曲錐壓縮前體進氣道的設計模塊。針對鈍化

3、前緣附近亞聲速流動致使特征線法等快速設計方法應用受限，將特征線法與CFD計算結合，提出一種耦合鈍化前緣的前體快速設計方法。該方法結合了CFD在鈍頭區(qū)域流場計算的準確性以及特征線法在進氣道設計上的效率，可實現(xiàn)前體鈍化二元/軸對稱進氣道的快速設計與評估。在此基礎上，以進氣道出口馬赫數(shù)為約束條件，設計了四種前體壓縮類型軸對稱進氣道構型:分別為兩級錐前體壓縮、三級錐前體壓縮、錐加等熵前體壓縮與彎曲錐前體壓縮構型。
　　針對設計的四種進氣道

4、構型，采用CFD模擬研究了軸對稱進氣道流動特性隨來流攻角與馬赫數(shù)的變化規(guī)律;通過四種構型進氣道流動特性的對比，分析了前體壓縮方式對來流條件變化的敏感性與適應性。結果表明，對于軸對稱進氣道構型，來流攻角在產(chǎn)生升力的同時會使得進氣道流動性能下降。有攻角來流時進氣道迎風面壓縮強度增大、背風面壓縮強度減小，這使得進氣道出現(xiàn)自迎風向背風面的橫向流動、進氣道周向流動不均勻。不同前體壓縮方式對于來流攻角與馬赫數(shù)變化的適應性不同。錐加等熵和彎曲錐構型前

5、體彎曲壓縮面所產(chǎn)生的壓縮波在有攻角與低來流馬赫數(shù)時對前緣激波位置會起到調(diào)節(jié)作用。這使得在非設計來流時錐加等熵和彎曲錐這兩種構型流量系數(shù)要明顯高于兩級錐和三級錐構型。此外，采用等熵壓縮方式的錐加等熵構型在氣流壓縮效率方面要優(yōu)于其他構型，在出口壓比相當?shù)那疤嵯驴倝夯謴拖禂?shù)最高，因而本文以此為基準構型開展了鼻錐鈍化尺度影響規(guī)律研究。
　　以錐加等熵構型為對象，開展了不同馬赫數(shù)、攻角條件下鼻錐鈍化尺度影響的CFD模擬分析研究，并且在常規(guī)風

6、洞中開展馬赫6來流條件的實驗觀測。結果表明，鼻錐鈍化尺度對于軸對稱進氣道影響與邊界層狀態(tài)、來流攻角密切相關，與二元進氣道影響存在明顯的差異。無攻角來流條件下，數(shù)值模擬與風洞實驗結果均表明，鼻錐鈍化尺度在5％捕獲半徑尺度內(nèi)軸對稱進氣道流動特性變化不顯著。有攻角來流條件下，進氣道迎風面流場結構、壁面壓力分布基本不變，但背風面邊界層厚度增加，滑移線向外偏移，流動趨向不穩(wěn)定。R3.2mm鼻錐構型自然轉捩的實驗結果表明，4度攻角時進氣道背風面出現(xiàn)

7、明顯的邊界層分離;在7度攻角時背風面大范圍的分離導致進氣道不起動，壁面壓強明顯下降。采用離散粗糙帶強制轉捩后，4度攻角R3.2mm鼻錐構型背風面分離區(qū)明顯減小、分離激波消失，而7度攻角來流時背風面仍舊不起動，但分離激波向下游移動、分離范圍減小。
　　在激波風洞中開展了無攻角來流條件下，離散粗糙帶以及鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道喘振流動影響的實驗研究。結果表明，粗糙帶的引入顯著抑制了喘振中激波的振蕩范圍。由于前體分離區(qū)傳播范圍的減小，