三维高超声速气动反问题的特征线解法
发布时间：2021-03-21 22:02
随着高超声速冲压发动机技术的发展,吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术已成为制约其整体气动性能提升的最主要关键技术之一,然而能够从流动角度实现空间曲面均匀过渡的设计技术较少,因此,三维超声速反问题研究始终是一个需求迫切却难以解决的课题。本文通过分析三维特征线方法,提出了三维流线压力反问题的双特征线解法和曲面激波的参考平面解法,设计了异形进口的超声速喷管、变截面流道、曲面激波,探索了压力波的传播、消除等过程。本文从直角坐标系下的三维、定常、无粘、可压缩的控制方程出发,推导了三维特征线方法的特征方程和相容方程,并基于双特征线理论及Butler解法,提出三维压力反问题的双特征线求解技术,简称iMOC-3D求解器。该求解器能够根据给定的来流条件和壁面压力分布求解壁面的三维坐标。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解,对iMOC-3D算法的膨胀、压缩过程进行了精度评估,且误差量级均为1×10-4量级。从柱坐标系下的三维、定常、无粘、可压缩的控制方程出发,推导了适用于参考平面法的特征方程和相容方程,并提出三维超声速气动反问题的参考平面解法...
【文章来源】：国防科技大学湖南省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
REST进气道[62]
国防科技大学研究生院硕士学位论文超声速尾喷管。南京航空航天大学的莫建伟等[66]针对非对称喷管入口截面与超燃冲压发动机燃烧室的相容需求、以及出口截面与飞行器后体的一体化需求，对三维变截面非对称尾喷管的设计方法展开了研究。基于环形流场和双向流线追踪技术，设计了进出口形状均可控的三维变截面（圆转方）非对称喷管。该方法进行流线的正向追踪和逆向追踪，并采用渐变函数将两个流管融合为一个三维渐变流道，如图 1.2所示，同时分析了不同的渐变函数对三维非对称喷管性能的影响。
图 1.4 密切锥乘波体设计示意图[73]图 1.5 “切片”设计思想[75]1.2.2.3 边界反问题预设边界压力分布求解几何形状是一种新的思路。该思想能够通过给定边界参数分布来实现流场的加速/膨胀、减速/压缩、转弯、变形等功能。对于二维的边界反问题，国内各单位做了很多工作。2013 年南京航空航天大学的全志斌等人设计了壁面压力分布可控的单边膨胀喷管[76]。2016 年厦门大学的李怡庆等人设计了壁面压力分布可控的高超声速进气道[77]。2015 年，赵玉新等人[78]针对目前三维超声速、高超声速流场设计需求，提出了一种全三维的超声速流场压力反问题求解方法。该作者构造了一种边界 Riemann反问题(BRiP)求解器，根据单边状态变量和边界压力，求解边界的几何参数。即在三维超声速流场设计中，可根据壁面压力分布和来流条件求解壁面的三维坐标。在 BRiP 求解器的基础上，传统的基于 Riemann 问题的 CFD 格式均可用于超声速三维反问题的求解。如图 1.6 所示，该作者采用原始 Godunov 格式，设计了入口分别为矩形、椭圆形、扇环形的三维超声速压缩流道。
【参考文献】：
期刊论文
[1]三维超声速流动的压力反问题[J]. 蓝庆生,赵玉新,赵一龙,刘红阳. 空气动力学学报. 2017(03)
[2]压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计[J]. 李怡庆,韩伟强,尤延铖,潘成剑. 航空学报. 2016(09)
[3]考虑进口非均匀的喷管设计及冷流条件下的性能研究[J]. 莫建伟,徐惊雷,全志斌,俞凯凯. 航空学报. 2014(03)
[4]并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟[J]. 莫建伟,徐惊雷,乔松松. 推进技术. 2013(04)
[5]基于控制壁面压力分布的分级单边膨胀喷管设计及试验验证[J]. 全志斌,徐惊雷,莫建伟. 推进技术. 2013(03)
[6]截短单边膨胀喷管的试验和数值模拟[J]. 莫建伟,徐惊雷,全志斌. 推进技术. 2012(06)
[7]超声速型面可控喷管设计方法[J]. 赵一龙,赵玉新,王振国,易仕和. 国防科技大学学报. 2012(05)
[8]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计[J]. 南向军,张堃元,金志光,孙波. 航空动力学报. 2011(03)
[9]超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计[J]. 卢鑫,岳连捷,肖雅彬,张新宇. 推进技术. 2011(01)
[10]基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道[J]. 尤延铖,梁德旺. 中国科学（E辑:技术科学）. 2009(08)
博士论文
[1]超声速内流道型面设计及其流动机理研究[D]. 郭善广.国防科学技术大学 2016
[2]TBCC排气系统设计方法及流场特性研究[D]. 莫建伟.南京航空航天大学 2015
[3]超声速混合层时空结构的实验研究[D]. 赵玉新.国防科学技术大学 2008
硕士论文
[1]特征线追踪方法及应用[D]. 刘红阳.国防科学技术大学 2015
[2]乘波体飞行器气动外形设计及其数值验证[D]. 赵博.哈尔滨工程大学 2013
本文编号：3093618
【文章来源】：国防科技大学湖南省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
REST进气道[62]
国防科技大学研究生院硕士学位论文超声速尾喷管。南京航空航天大学的莫建伟等[66]针对非对称喷管入口截面与超燃冲压发动机燃烧室的相容需求、以及出口截面与飞行器后体的一体化需求，对三维变截面非对称尾喷管的设计方法展开了研究。基于环形流场和双向流线追踪技术，设计了进出口形状均可控的三维变截面（圆转方）非对称喷管。该方法进行流线的正向追踪和逆向追踪，并采用渐变函数将两个流管融合为一个三维渐变流道，如图 1.2所示，同时分析了不同的渐变函数对三维非对称喷管性能的影响。
图 1.4 密切锥乘波体设计示意图[73]图 1.5 “切片”设计思想[75]1.2.2.3 边界反问题预设边界压力分布求解几何形状是一种新的思路。该思想能够通过给定边界参数分布来实现流场的加速/膨胀、减速/压缩、转弯、变形等功能。对于二维的边界反问题，国内各单位做了很多工作。2013 年南京航空航天大学的全志斌等人设计了壁面压力分布可控的单边膨胀喷管[76]。2016 年厦门大学的李怡庆等人设计了壁面压力分布可控的高超声速进气道[77]。2015 年，赵玉新等人[78]针对目前三维超声速、高超声速流场设计需求，提出了一种全三维的超声速流场压力反问题求解方法。该作者构造了一种边界 Riemann反问题(BRiP)求解器，根据单边状态变量和边界压力，求解边界的几何参数。即在三维超声速流场设计中，可根据壁面压力分布和来流条件求解壁面的三维坐标。在 BRiP 求解器的基础上，传统的基于 Riemann 问题的 CFD 格式均可用于超声速三维反问题的求解。如图 1.6 所示，该作者采用原始 Godunov 格式，设计了入口分别为矩形、椭圆形、扇环形的三维超声速压缩流道。
【参考文献】：
期刊论文
[1]三维超声速流动的压力反问题[J]. 蓝庆生,赵玉新,赵一龙,刘红阳. 空气动力学学报. 2017(03)
[2]压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计[J]. 李怡庆,韩伟强,尤延铖,潘成剑. 航空学报. 2016(09)
[3]考虑进口非均匀的喷管设计及冷流条件下的性能研究[J]. 莫建伟,徐惊雷,全志斌,俞凯凯. 航空学报. 2014(03)
[4]并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟[J]. 莫建伟,徐惊雷,乔松松. 推进技术. 2013(04)
[5]基于控制壁面压力分布的分级单边膨胀喷管设计及试验验证[J]. 全志斌,徐惊雷,莫建伟. 推进技术. 2013(03)
[6]截短单边膨胀喷管的试验和数值模拟[J]. 莫建伟,徐惊雷,全志斌. 推进技术. 2012(06)
[7]超声速型面可控喷管设计方法[J]. 赵一龙,赵玉新,王振国,易仕和. 国防科技大学学报. 2012(05)
[8]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计[J]. 南向军,张堃元,金志光,孙波. 航空动力学报. 2011(03)
[9]超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计[J]. 卢鑫,岳连捷,肖雅彬,张新宇. 推进技术. 2011(01)
[10]基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道[J]. 尤延铖,梁德旺. 中国科学（E辑:技术科学）. 2009(08)
博士论文
[1]超声速内流道型面设计及其流动机理研究[D]. 郭善广.国防科学技术大学 2016
[2]TBCC排气系统设计方法及流场特性研究[D]. 莫建伟.南京航空航天大学 2015
[3]超声速混合层时空结构的实验研究[D]. 赵玉新.国防科学技术大学 2008
硕士论文
[1]特征线追踪方法及应用[D]. 刘红阳.国防科学技术大学 2015
[2]乘波体飞行器气动外形设计及其数值验证[D]. 赵博.哈尔滨工程大学 2013
本文编号：3093618
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