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高超声速进气道动/稳态攻角特性研究

刘凯礼  
【摘要】:高超声速进气道攻角特性与高超声速飞行器性能密切相关,具有重要的理论意义和工程应用背景,是国内外研究者关注的重要问题。针对高超声速飞行器在飞行过程中,俯仰姿态可能发生大幅度改变或振荡的特点,本文采用理论分析、数值模拟和风洞实验相结合的方法,研究了攻角导致的来流条件定常、非定常变化对高超声速进气道内部流场特征和性能参数的影响,分析了其形成机理,为高超声速进气道性能估计及有效控制建立了必要的理论基础和技术储备。 论文首先研究了稳态攻角变化对高超声速进气道性能的影响。针对Ma6.5一级的高超声速飞行器,在相同约束条件下(相同设计马赫数、等进口面积、相同出口马赫数),设计了一组包括二元式、侧压式、轴对称式、三维内收缩式的高超声速进气道方案,并采用三维数值模拟的方法研究了攻角对高超声速进气道气动特性的影响,揭示了典型高超声速进气道方案的内部流动特征、性能参数随攻角的变化规律。研究结果表明:攻角变化改变了进气道压缩量、内通道的附面层厚度和入口气流品质,从而影响了进气道流量捕获特征、压缩能力和出口总压恢复性能;进气道攻角的增加还会使得进气道抗反压能力提高,起动能力下降。对于不同的进气道构型而言,攻角对轴对称式进气道气动性能的影响规律和其它进气道类型相比存在显著差别。 本文接着探索了动态攻角变化对高超声速进气道性能影响。采用非定常、动网格数值模拟方法,考虑了不同攻角动态变化方式,分析了攻角动态频率/速率、幅值、来流马赫数、振荡转轴位置、起始振荡攻角、进气道尺度、前缘钝化、总收缩比和飞行高度等参数对高超声速进气道攻角动态特性的影响规律。研究结果表明,攻角动态变化时:受到气流的可压缩性、粘性作用等带来的气动迟滞效应的影响,高超声速进气道流场特征和性能参数会存在一定滞后现象,且不同性能参数之间的滞后规律不同;对于攻角变化造成的进气道不起动问题,随着动态攻角速率/频率的增加,进气道发生不起动的攻角值变大,进气道再起动的攻角值减小,即攻角动态变化对进气道起动过程存在一定的迟滞效应。此外,对于不能实现自起动的高超声速进气道,发现以特定攻角速率/频率振荡可能利于进气道重新恢复起动。研究认为,攻角动态速率/频率、振荡幅值、来流马赫数和进气道几何尺度是影响高超声速进气道动态攻角性能的重要因素,相对而言,进气道总收缩比、飞行高度、转轴位置及前缘钝化等因素不会显著影响进气道的动态攻角性能。 针对高超声速飞行器与机体高度一体化的进气系统,设计了基于二元进气道的高超声速前体/进气道一体化模型,分析了攻角动态变化对一体化模型气动特性的影响,并对飞行环境下一体化模型的动态攻角性能进行初步预测。研究结果表明:攻角动态变化的三维前体/进气道一体化模型其性能参数出现了迟滞现象,进气道的不起动、再起动过程产生了滞后现象;对于高超声速前体/进气道一体化模型,在转级及巡航飞行状态,攻角在一定范围内发生的动态变化不会使进气道捕获流量及其它性能参数发生突然变化,即不会引起进气道工作状态的突变。 最后,本文结合数值模拟的研究方法,在Ma3.85条件下完成了二元式、侧压式高超声速进气道攻角连续动态变化的风洞实验,实验中的攻角频率最大达10.4Hz,攻角变化范围为0°~8.2°。实验结果表明:二元高超声速进气道在攻角振荡过程中全程处于起动状态,其性能变化曲线与稳态时相似,攻角的动态变化未对进气道性能产生显著的影响;侧压式进气道重复出现起动-不起动-再起动现象;在攻角振荡过程中,受到壁面运动的影响,侧压式高超声速进气道起动性能出现了迟滞现象,随着攻角动态频率增加,其不起动攻角逐渐增加而再起动的攻角逐渐减小。 针对攻角动态变化影响的形成机理,研究发现,近壁面产生的局部低速区和气流分离会对进气道性能产生显著影响,而局部低速区和气流分离的产生、发展与消失过程都会受到进气道壁面非定常振荡的影响;局部低速区和气流分离的非定常产生、发展与消失过程的不同,是动态条件下影响进气道非定常性能的主要原因。


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