弯曲激波压缩超—高超声速进气道流场快速预测与大涡模拟研究

发布时间：2020-05-09 15:04

【摘要】：本文探索了进气道反设计与流场快速预估方法,同时采用大涡模拟对超声速进气道肩部的典型流动进行了模拟和分析。首先,开发了一套基于弯曲激波压缩的反设计与流场快速预估程序。对设计型面进行无粘计算发现,无粘CFD得到的壁面压力分布以及激波的位置和形态与设计条件吻合良好;流场快速预估功能得到的进气道性能参数以及波系结构与无粘CFD相差较小。在固冲进气道的设计中,适当地提高内收缩比可以明显提高进气道性能;喉道等直段长度和出口面积的选择需要对总压恢复系数和抗反压能力的需求进行权衡。其次,基于OpenFOAM函数库发展了一套针对超声速内流的大涡模拟方法,并对超声速平板流动进行了模拟,结果表明:计算所得速度平均场分布、速度脉动场分布、壁面摩阻系数和边界层各向异性分布均与现有理论或DNS数据吻合较好。再次,采用上述大涡模拟方法对肩部连续膨胀的超声速边界层进行了计算,并且引入声速射流对边界层的层流化进行了控制。研究表明:边界层膨胀后,大尺度涡结构数量减少;壁面摩阻系数在小幅度升高后急剧降低;外层边界层气流加速,而内层边界层切向速度明显降低;边界层形状因子增大,抵抗分离的能力下降;湍动能大幅度降低,尤其是内层边界层。引入射流后,对以上现象均起到了良好的控制作用,有效地抑制了肩部边界层的层流化。最后,对肩部激波/边界层干扰进行了大涡模拟研究,并引入射流对边界层进行了控制。结果表明:激波的加入使得边界层湍流强度大幅度增加,膨胀段出现大量涡结构;入射激波在边界层内存在明显的展向非定常运动;涡结构与入射激波发生碰撞,局部地改变了入射激波的形态;壁面温度脉动的变化相对于压力脉动存在流向方向迟滞现象。加入射流后,分离包的法向方向尺寸大幅度提高,影响到射流形态,进而恶化了射流槽上游分离;总体来说,射流使得整个膨胀段内湍流强度显著提高。所采用射流未能很好控制分离,参数需要进一步调整。
【图文】：

超燃冲压发动机,结构示意图,冲压发动机

第一章绪论研究背景及意义随着航空航天技术的高速发展，人造飞行器已逐渐踏入高超声速领域。在这种情况下进气道中的压缩效果显著提高，这时应当去除旋转部件，采用冲压发动机。冲压发动机主要可以分为两种类型：亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。在高超声速进气道出口滞止温度迅速增加，，在此高温下，气流对发动机壁面的单位热流量很大。口空气的温度很高，燃料燃烧所放出热量的相当一部分可能消耗在燃烧产物的离解上烧效率。并且经过大幅度压缩，将导致难以承受的总压损失。因此，高超声速飞行时采用亚声速燃烧，冲压发动机的性能将严重地恶化。如果减小气流在进气道中的压缩程气道出口保持超声速流动，同时使燃烧室的整个燃烧过程都在超声速条件下进行，就小向发动机壁面的热流、减小进气道和尾喷管中的总压损失、减小燃烧产物离解所造损失。因此在高超声速飞行时，超燃冲压发动机有着更加优越的性能。

示意图,压缩流,示意图,激波

等方面均存在优势[22]，因此逐渐受到广泛关注和深入研究。图1.2 所示为超声速自由来流下弯曲激波压缩流场[23]，其特征在于弯曲的压缩型面，但是与Prandtl-Meyer 等熵压缩的弯曲型面不同，这种新型压缩中压缩面产生的等熵波并不汇聚于一点，而是分散地与前缘斜激波产生相互作用，因此前缘激波将成为逐渐向外侧弯曲的激波。激波后参数、出口参数的分布也不再完全均匀，而与来流条件和压缩型面弯曲程度的分布相关。显然与常规几种波系配置方法相比，这种压缩方式的设计更为灵活，可以根据需要同时调整其几何尺寸、增压比以及激波压缩和等熵压缩的比例。广义来看，传统的等熵弯曲型面与斜楔压缩也是这种弯曲激波压缩的特殊情况，因此这种新型弯曲激波压缩概念的提出极大地拓宽了压缩系统设计空间的范围和设计的灵活性，有利于高性能设计方案的获取。常规的多斜激波压缩和Prandtl-Meyer 等熵压缩流场中
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：TH122

【参考文献】