高超声速进气道激波/边界层干扰数值模拟研究
发布时间：2021-08-15 00:28
高超声速飞行技术对国家的国土安全、空间探索和经济发展有着重要的意义,其发展离不开超燃冲压发动机的实现。作为超燃冲压发动机的重要一部分,进气道的性能关系着整个推进系统能否稳定工作。在高超声速进气道的流动中,最常见的是激波/边界层干扰现象。该现象的存在使进气道内的流场结构变得十分复杂,并有可能对进气道性能产生不利的影响,因此需要对其流动机理进行深入的研究。本文对这一问题展开数值模拟,以便加强对这一流动现象的理解,主要内容包括:（1）对典型的超音速压缩拐角激波/边界层干扰算例进行数值模拟。计算中确保了拐角前方的边界层参数相同。随后用四种湍流模型对不同角度的压缩拐角进行计算,并将结果同实验数据进行比较。结果表明:对于压缩拐角的激波/边界层干扰问题,BSL（Menter Baseline）模型和BSL雷诺应力模型对压力系数、壁面摩擦力系数和分离区的预测结果较好。（2）对典型的二维混压式高超声速进气道进行了数值模拟,对比不同模型计算结果的差异与原因,并综合压缩拐角算例的结果,得到了BSL雷诺应力模型相对于其它三种模型对此激波/边界层干扰问题较为适用的结论。接着又模拟了壁面温度对进气道的流动结构和性...
【文章来源】：华中科技大学湖北省 211工程院校 985工程院校 教育部直属院校
【文章页数】：82 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
超燃冲压发动机示意图
图 1-2 激波/边界层干扰示意图[12]因此，为了实现超燃冲压发动机的高效稳定运行，需要对高超声速进气道界层干扰的流动机理进行深入的研究。本论文针对这一问题展开数值模拟对激波/边界层干扰这一流动现象的理解，有助于指导进气道的设计及相应，对发展高超声速飞行技术具有重要的实际意义。内外研究进展随着流体力学和计算机科学的不断进步和发展，目前对激波/边界层问题的理论分析、实验研究和数值模拟三个方面进行。其中理论分析是通过建立设条件，然后求解相应的控制方程，最后对得到的结果进行分析来对流动述。理论分析方法从理论出发，需要对流动的机理和流动现象有深层次的理于复杂的流动现象，理论分析很难找到与实际流动相符的物理模型。实验[13]
来检验 SA 模型、SST 模型、BSL 模型和 BSL 雷诺应力模扰的综合预测能力。背景拐角激波/边界层干扰现象广泛地存在于高超声速飞行器的内流和外器进行超声速飞行时，飞行器机翼、尾翼的控制舵面上，以及高超声道内压气机叶片和轮毂的交界面处以及导弹弹体一二级交界处都存/边界层干扰的现象。压缩拐角激波/边界干扰物理模型简单，但其流其示意如图 3-1。超声速气流经过压缩拐角时，产生一道斜激波，波压梯度的作用下，流动平衡状态被破坏，使得压缩拐角前端的边界层变的影响下，拐角前段提前产生一系列的斜的压缩波。斜激波后的承受强逆压梯度而在拐点附近发生分离，形成一个分离区。超声速后在下游斜面的压缩作用下，继续产生一系列压缩波系。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究[J]. 童福林,李欣,于长平,李新亮. 力学学报. 2018(02)
[2]压缩拐角激波/边界层干扰的可压缩湍流模型研究[J]. 宋友富,徐晶磊,张扬,白俊强,李蒙. 推进技术. 2017(02)
[3]显式代数雷诺应力模型在超声速/高超声速流场计算中的应用[J]. 王强,张丁午,胡海洋. 推进技术. 2014(05)
[4]超声速复杂流动中湍流模型的性能评估[J]. 赵瑞,阎超. 北京航空航天大学学报. 2011(02)
[5]前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响[J]. 蔡巧言,谭慧俊. 航空动力学报. 2008(04)
[6]双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性[J]. 谭慧俊,郭荣伟,李光胜. 航空学报. 2008(01)
[7]反映强流动曲率效应的非线性湍流模型[J]. 徐晶磊,马晖扬,黄于宁. 应用数学和力学. 2008(01)
[8]超燃冲压发动机进气道内激波/边界层干扰研究[J]. 王革,蒋旭旭,唐强. 哈尔滨工程大学学报. 2007(11)
[9]激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究[J]. 肖志祥,陈海昕,李凤蔚,符松. 西北工业大学学报. 2004(06)
[10]高超声速层流干扰流场研究[J]. 李素循,倪招勇. 宇航学报. 2003(06)
博士论文
[1]激波/湍流边界层相互作用流场组织结构研究[D]. 王博.国防科学技术大学 2015
[2]湍流燃烧模型在航空发动机燃烧室中的应用研究[D]. 徐榕.南京航空航天大学 2014
[3]高超声速内外流动激波/边界层相互作用的实验与数值研究[D]. 黄舶.中国科学技术大学 2013
[4]超声速边界层及激波与边界层相互作用的实验研究[D]. 何霖.国防科学技术大学 2011
[5]高超声速进气道动/稳态攻角特性研究[D]. 刘凯礼.南京航空航天大学 2012
[6]高超声速进气道内激波/边界层干扰及射流式涡流发生器的流动控制方法研究[D]. 陈逖.国防科学技术大学 2012
本文编号：3343473
【文章来源】：华中科技大学湖北省 211工程院校 985工程院校 教育部直属院校
【文章页数】：82 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
超燃冲压发动机示意图
图 1-2 激波/边界层干扰示意图[12]因此，为了实现超燃冲压发动机的高效稳定运行，需要对高超声速进气道界层干扰的流动机理进行深入的研究。本论文针对这一问题展开数值模拟对激波/边界层干扰这一流动现象的理解，有助于指导进气道的设计及相应，对发展高超声速飞行技术具有重要的实际意义。内外研究进展随着流体力学和计算机科学的不断进步和发展，目前对激波/边界层问题的理论分析、实验研究和数值模拟三个方面进行。其中理论分析是通过建立设条件，然后求解相应的控制方程，最后对得到的结果进行分析来对流动述。理论分析方法从理论出发，需要对流动的机理和流动现象有深层次的理于复杂的流动现象，理论分析很难找到与实际流动相符的物理模型。实验[13]
来检验 SA 模型、SST 模型、BSL 模型和 BSL 雷诺应力模扰的综合预测能力。背景拐角激波/边界层干扰现象广泛地存在于高超声速飞行器的内流和外器进行超声速飞行时，飞行器机翼、尾翼的控制舵面上，以及高超声道内压气机叶片和轮毂的交界面处以及导弹弹体一二级交界处都存/边界层干扰的现象。压缩拐角激波/边界干扰物理模型简单，但其流其示意如图 3-1。超声速气流经过压缩拐角时，产生一道斜激波，波压梯度的作用下，流动平衡状态被破坏，使得压缩拐角前端的边界层变的影响下，拐角前段提前产生一系列的斜的压缩波。斜激波后的承受强逆压梯度而在拐点附近发生分离，形成一个分离区。超声速后在下游斜面的压缩作用下，继续产生一系列压缩波系。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究[J]. 童福林,李欣,于长平,李新亮. 力学学报. 2018(02)
[2]压缩拐角激波/边界层干扰的可压缩湍流模型研究[J]. 宋友富,徐晶磊,张扬,白俊强,李蒙. 推进技术. 2017(02)
[3]显式代数雷诺应力模型在超声速/高超声速流场计算中的应用[J]. 王强,张丁午,胡海洋. 推进技术. 2014(05)
[4]超声速复杂流动中湍流模型的性能评估[J]. 赵瑞,阎超. 北京航空航天大学学报. 2011(02)
[5]前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响[J]. 蔡巧言,谭慧俊. 航空动力学报. 2008(04)
[6]双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性[J]. 谭慧俊,郭荣伟,李光胜. 航空学报. 2008(01)
[7]反映强流动曲率效应的非线性湍流模型[J]. 徐晶磊,马晖扬,黄于宁. 应用数学和力学. 2008(01)
[8]超燃冲压发动机进气道内激波/边界层干扰研究[J]. 王革,蒋旭旭,唐强. 哈尔滨工程大学学报. 2007(11)
[9]激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究[J]. 肖志祥,陈海昕,李凤蔚,符松. 西北工业大学学报. 2004(06)
[10]高超声速层流干扰流场研究[J]. 李素循,倪招勇. 宇航学报. 2003(06)
博士论文
[1]激波/湍流边界层相互作用流场组织结构研究[D]. 王博.国防科学技术大学 2015
[2]湍流燃烧模型在航空发动机燃烧室中的应用研究[D]. 徐榕.南京航空航天大学 2014
[3]高超声速内外流动激波/边界层相互作用的实验与数值研究[D]. 黄舶.中国科学技术大学 2013
[4]超声速边界层及激波与边界层相互作用的实验研究[D]. 何霖.国防科学技术大学 2011
[5]高超声速进气道动/稳态攻角特性研究[D]. 刘凯礼.南京航空航天大学 2012
[6]高超声速进气道内激波/边界层干扰及射流式涡流发生器的流动控制方法研究[D]. 陈逖.国防科学技术大学 2012
本文编号：3343473
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