高超声速风洞扩压器流动特性及性能优化研究

发布时间：2020-04-08 21:35

【摘要】：近年来,为抢占未来航空航天领域制高点,各世界强国正在加快实施高超声速技术战略和工程化应用。作为高超声速发动机/飞行器地面验证和试验的关键设施,高超声速高温风洞的技术进展、研制和建设备受关注。为了模拟高超声速飞行器飞行时所需要的来流总焓、气体组分等参数,需要解决两项关键技术,一是产生模拟总焓需要的高温气体,如对应飞行马赫数4~8,需将试验气体加热到900~2300K,主要涉及加热器子系统;二是将试验后的高温废气安全高效排出,并在试验段内模拟高空飞行环境,主要涉及扩压器及抽气子系统。其中,扩压器连接试验段和抽气子系统,对风洞高空模拟范围、起动性能、流场均匀区、能耗、等关键风洞性能参数有重要影响,其内存在两相蒸发、激波、附面层、漩涡分离等复杂流动现象,开展扩压器流动特性及性能优化研究具有重要意义。本文采用数值计算、理论分析和试验研究相结合,针对扩压器流场结构、几何参数影响、喷淋参数影响以及起动过程特性等开展研究,完成的主要工作和结论如下:(1)利用试验结果对扩压器数值计算方法进行验证,然后对扩压器流场结构以及几何参数对抗反压性能影响开展数值计算研究。流场结构计算结果清晰地揭示了扩压器内存在复杂激波与边界层作用,存在激波串引起气流减速增压以及背压升高导致的亚扩段流动分离等现象;采用正交设计对等直段内径、等直段长径比、入口收缩角和出口扩张角等几何参数对抗反压性能影响开展计算研究,结果表明,针对马赫数6主状态的抗反压性能,等直段内径影响最大,等直段长径比影响次之,入口收缩角和扩压器出口扩张角影响较小。在研究范围内,扩压器几何参数选取4o收缩角、1.34倍等直段直径比(等直段直径/喷管出口直径)、12倍等直段长径比以及10o出口扩张角时,扩压器抗反压性能最好。此部分内容体现在第二章和第三章。(2)对扩压器喷淋水两相流动特性和喷水参数影响开展了数值计算研究。结果表明,喷水使流动分离点后移,相比无喷水工况,0.4倍和0.6倍水气比状态下,流动分离点位置分别下移0.9m和1.44m,喷水后气流温度下降和分离点的后移有效提高扩压器抗反压性能;在扩压器等直段、扩张段中喷水均有明显降温效果,液滴蒸发过程主要发生在扩张段之后;在研究范围内,喷水参数中液滴粒径影响最大,水气比次之,喷射方向和喷水速度影响较小,对马赫数6主状态,水气比0.6、液滴粒径100μm、速度100m/s、逆流喷淋时,降温效果最佳。此部分内容体现在第四章。(3)为了考察扩压器对风洞起动性能影响,还开展了风洞带试验模型时的非定常流动特性研究。计算流域包括喷管、试验段、锥形试验模型和扩压器,结果表明,风洞带锥形试验模型起动相比于空风洞情况,锥形模型壁面产生的头部激波导致主流纵向膨胀溢流增加,模型堵塞作用导致扩压器收缩段流动截面积减小,使得起动时间延长。此部分内容体现在第五章。通过以上研究,建立了清晰的高超声速高温风洞扩压器流场结构图像,其中涉及激波-附面层相互作用、喷淋蒸发流动特征及非定常起动过程等,获得了扩压器几何参数对风洞抗反压性能的系统认识,在研究范围内给出了优化的扩压器几何和喷水参数方案,可为高超声速高温风洞扩压器设计、评估和工程应用提供重要参考。
【图文】：

飞行器,高超声速,高超声速飞行器

军事科学院硕士学位论文第一章引言1.1 研究背景及意义近年来，世界各航空航天强国将高超声速飞行器研制作为优先空天发展战略，，并制定了众多高超声速发展计划，如美国航空航天局(NASA)的 Hyper-X 计划，旨在演示一种以双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器 X-43 (如图 1-1)。各种类型的高超声速地面设备也随之得到迅猛发展。从高超声速地面设备类型来看，主要包括：常规高超声速风洞、高超声速高温风洞（如图 1.2 为 Φ0.6m 高超声速高温风洞）、激波风洞以及弹道靶设备等。其中，常规高超声速风洞和高超声速高温风洞主要用于高超声速飞行器的气动力试验、分离试验、气动力/推进试验、热考核试验等研究和地面演示，这些试验对于降低高超声速飞行器飞行试验风险具有不可估量的作用。因此，大型高超声速风洞往往作为大国宝贵的空气动力学战略设施，其研制和技术进展受到广泛关注[1-4]。

高温风洞,高超声速,高超声速风洞,扩压器

军事科学院硕士学位论文第一章引言1.1 研究背景及意义近年来，世界各航空航天强国将高超声速飞行器研制作为优先空天发展战略，并制定了众多高超声速发展计划，如美国航空航天局(NASA)的 Hyper-X 计划，旨在演示一种以双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器 X-43 (如图 1-1)。各种类型的高超声速地面设备也随之得到迅猛发展。从高超声速地面设备类型来看，主要包括：常规高超声速风洞、高超声速高温风洞（如图 1.2 为 Φ0.6m 高超声速高温风洞）、激波风洞以及弹道靶设备等。其中，常规高超声速风洞和高超声速高温风洞主要用于高超声速飞行器的气动力试验、分离试验、气动力/推进试验、热考核试验等研究和地面演示，这些试验对于降低高超声速飞行器飞行试验风险具有不可估量的作用。因此，大型高超声速风洞往往作为大国宝贵的空气动力学战略设施，其研制和技术进展受到广泛关注[1-4]。
【学位授予单位】：军事科学院
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V211.74

【相似文献】