前体流场对侧压式进气道性能的影响研究

论文摘要

前体/进气道一体化设计是高超声速飞行器与超燃冲压发动机一体化技术中的关键一环。论文采用理论分析和数值模拟等方法,对高超声速飞行器前体/侧压式进气道设计技术进行初步研究。参考国内外资料,选择变楔角的参数化设计方法和流线追踪方法,编程构造不同的前体;借鉴均匀来流下侧压式进气道的设计方法,探索设计出前体/侧压式进气道一体化计算模型。利用流场计算软件FLUENT对前体模型进行数值模拟,分析其主要性能,验证了侧压式进气道与乘波体、高升阻比升力体一体化设计的可行性。研究表明,适当调整进气道在前体轴向的位置、调整前体激波与进气道唇口的位置或改变参数化方法设计前体头部,均能提高一体化模型的流量系数和总压恢复系数。

论文目录

• 摘要
• ABSTRACT
• 第一章 绪论
• 1.1 引言
• 1.2 国内外高超声速技术概况
• 1.2.1 美国在高超声速技术领域的进展
• 1.2.2 俄罗斯在高超声速技术领域的进展
• 1.2.3 法国在高超声速技术领域中的进展
• 1.2.4 德国在高超声速技术领域的进展
• 1.2.5 日本在高超声速技术领域中的发展
• 1.2.6 印度在高超声速技术领域的进展
• 1.2.7 我国在高超声速技术领域的进展
• 1.3 高超声速飞行器设计技术研究现状
• 1.3.1 概述
• 1.3.2 主要困难
• 1.3.3 高超声速飞行器外形选择
• 1.4 本文主要内容
• 第二章 高超声速飞行器流场数值方法
• 2.1 FLUENT 软件介绍
• 2.2 流动控制方程
• 2.3 湍流模型
• 2.4 边界条件和计算网格
• 第三章 高超声速飞行器前体外形选择及性能分析
• 3.1 乘波构型的概念
• 3.2 乘波构型的设计
• 3.3 绕圆锥流场的求解
• 3.3.1 基本方程
• 3.3.2 数值方法
• 3.3.3 流线追踪
• 3.4 锥导乘波构型
• 3.4.1 基本原理
• 3.4.2 设计步骤
• 3.5 乘波构型的设计及计算
• 3.5.1 原始锥导乘波构型
• 3.5.2 楔锥乘波构型
• 3.6 参数化方法设计乘波前体
• 3.6.1 设计方法探索
• 3.6.2 参数化方法设计结果的数值模拟
• 第四章 高超声速前体与侧压式进气道一体化设计初探
• 4.1 前体/进气道研究进展
• 4.2 前体/进气道设计要求
• 4.3 前体/进气道一体化设计
• 4.3.1 前体/进气道基本形状
• 4.3.2 前体/侧压式进气道基本形状
• 4.4 一体化计算模型的选择
• 4.4.1 前体模型的选择
• 4.4.2 侧压式进气道模型的选择
• 4.4.3 一体化模型的选择
• 第五章 前体/进气道一体化模型数值模拟及性能分析
• 5.1 变楔角前体/侧压式进气道一体化模型
• 5.1.1 改变前体长度
• 5.1.2 改变进气道肩点倒角
• 5.2 平直头部变楔角前体/侧压式进气道一体化模型
• 5.3 流线追踪前体/侧压式进气道的一体化模型
• 5.3.1 改变三道压缩角的搭配
• 5.3.2 三模块进气道模型
• 第六章 总结与探讨
• 6.1 研究工作主要结论
• 6.2 设计过程中遇到的问题
• 6.3 今后工作展望
• 参考文献
• 致谢
• 在学期间发表的论文