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逆向射流及其在高超声速飞行器中的减阻防热机理研究

李世斌  
【摘要】:论文以临近空间高超声速飞行器为研究对象,采用理论分析和数值仿真等手段对高超声速飞行器气动力/气动热特性开展了系统的探讨。乘波飞行器在高超声速条件下具有比传统布局更优的气动性能,是高超声速飞行器构型设计方案的首选。但在实际应用中,乘波构型的尖前缘不仅在材料加工工艺上难以实现,而且在高超声速飞行器条件下将经受苛刻的气动加热环境,对热防护设计提出了极高的要求。对尖锐前缘进行钝化是一种比较有效的方法来缓解气动加热,而钝化前缘将使乘波飞行器的气动力性能下降明显。尖前缘可以使飞行器具有较高升阻比但不能满足气动热防护的要求,如何有效解决两者之间的矛盾,以及如何提高因钝化前缘带来气动力性能下降的气动性能与改善钝化前缘气动加热环境是临近空间高超声速飞行器亟待解决的核心问题。常规钝化乘波飞行器的气动力特性随钝化半径增加下降明显,而气动加热环境不断改善。变钝化半径乘波飞行器在兼顾良好气动加热环境的前提下,能够提高气动力性能,弥补了因大钝化半径带来气动性能降低的缺陷,然而在钝化前缘头部仍将带来巨大的波阻和承受极其苛刻的气动加热环境。如何有效地实现钝化乘波飞行器的减阻与防热特性和提高钝化乘波飞行器整体性能是本文所要研究的重点。高超声速条件下,逆向射流通过改变三维空间的流场结构,能够很好地实现钝头体的减阻与防热功能。本文通过将逆向射流应用于钝化乘波飞行器前端,结合钝化三维效应以及钝化尺度对其气动力/气动热性能的综合影响,提出了适合钝化乘波飞行器外形的新型逆向射流方案。围绕逆向射流的减阻防热机理、钝化乘波飞行器性能、新型宽速域飞行器设计及逆向射流在钝化乘波飞行器上的应用等若干基础问题及关键技术开展了深入研究。论文主要包括三部分:第一部分为逆向射流相关研究;第二部分为钝化乘波飞行器的相关研究;第三部分为将逆向射流应用于钝化乘波飞行器上的相关研究。首先,对本文采用的数值方法进行了验证,同时开展了网格无关性分析。通过理论分析研究了逆向射流的减阻防热机理以及在三维空间的流场效应,提出了新型逆向射流方案,采用数值仿真探寻了具有更优减阻防热性能的逆向射流方案。基于研究成果,提出了等N角形逆向射流方案,介绍了其设计方法,研究了不同射流角数方案下的逆向射流减阻防热性能,得出等七角形减阻防热性能最好的结论。基于此结论,开展了流动参数对等七角形逆向射流构型性能的影响。为后续研究打下了基础。其次,探索了适合高超声速飞行的乘波飞行器生成方法及钝前缘的生成原理。考虑到临近空间高超声速飞行器所面临的气动力/气动热问题,展开了钝化乘波飞行器的气动性能研究,理论分析了钝化前缘驻点区域的流场特性,采用数值方法研究了变钝化半径乘波飞行器的气动性能。基于乘波飞行器设计方法提出了适合宽速域飞行条件的新型乘波飞行器设计思路:“串联”与“并联”宽速域设计方法以及“变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法,为临近空间高超声速飞行器的研究提供了技术参考。第三部分,将逆向射流的研究与钝化乘波飞行器的研究相结合,实现了钝化乘波飞行器的头部减阻防热功能。根据钝化乘波飞行器构型特点,提出了喷缝作为钝化乘波飞行器的新型逆向射流方案。通过数值仿真研究了带逆向射流钝化乘波飞行器的气动性能,讨论了射流压比对钝化乘波飞行器减阻防热性能的影响,理论分析了不同来流条件下的最小射流压比。基于喷缝形式的逆向射流方案,研究了不同射流方案对钝化乘波飞行器减阻防热性能的影响,包括等流量射流方式、等马赫数射流方式和等构型射流方式。分析了喷缝长宽比对钝化乘波飞行器减阻防热性能的影响。研究发现,射流构型对钝化乘波飞行器的三维流场特性影响起主导作用。最后,通过对比分析采用数值仿真得到的三维流场结构和气动力/气动热性能,验证了逆向射流应用于钝化乘波飞行器上的可行性及优势,实现了钝化高超声速飞行器减阻防热的目的。系统研究了来流状态、射流方式以及射流构型对钝化乘波飞行器性能的影响。本文基于逆向射流的减阻防热机理,将逆向射流应用于变钝化半径乘波飞行器上,达到了钝化高超声速飞行器有效减阻防热的目的。同时提出了多种新型逆向射流设计方案及新型宽速域乘波飞行器设计方案。本文的研究可为高超声速飞行器气动布局与热防护等方案设计提供参考,对于推动高超声速飞行器的工程应用具有一定借鉴意义。


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