高超聲速進氣道動-穩(wěn)態(tài)攻角特性研究.pdf

1、高超聲速進氣道攻角特性與高超聲速飛行器性能密切相關，具有重要的理論意義和工程應用背景，是國內外研究者關注的重要問題。針對高超聲速飛行器在飛行過程中，俯仰姿態(tài)可能發(fā)生大幅度改變或振蕩的特點，本文采用理論分析、數(shù)值模擬和風洞實驗相結合的方法，研究了攻角導致的來流條件定常、非定常變化對高超聲速進氣道內部流場特征和性能參數(shù)的影響，分析了其形成機理，為高超聲速進氣道性能估計及有效控制建立了必要的理論基礎和技術儲備。
　　 論文首先研究了穩(wěn)

2、態(tài)攻角變化對高超聲速進氣道性能的影響。針對Ma6.5一級的高超聲速飛行器，在相同約束條件下(相同設計馬赫數(shù)、等進口面積、相同出口馬赫數(shù))，設計了一組包括二元式、側壓式、軸對稱式、三維內收縮式的高超聲速進氣道方案，并采用三維數(shù)值模擬的方法研究了攻角對高超聲速進氣道氣動特性的影響，揭示了典型高超聲速進氣道方案的內部流動特征、性能參數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。研究結果表明：攻角變化改變了進氣道壓縮量、內通道的附面層厚度和入口氣流品質，從而影響了進氣道

3、流量捕獲特征、壓縮能力和出口總壓恢復性能；進氣道攻角的增加還會使得進氣道抗反壓能力提高，起動能力下降。對于不同的進氣道構型而言，攻角對軸對稱式進氣道氣動性能的影響規(guī)律和其它進氣道類型相比存在顯著差別。
　　 本文接著探索了動態(tài)攻角變化對高超聲速進氣道性能影響。采用非定常、動網(wǎng)格數(shù)值模擬方法，考慮了不同攻角動態(tài)變化方式，分析了攻角動態(tài)頻率/速率、幅值、來流馬赫數(shù)、振蕩轉軸位置、起始振蕩攻角、進氣道尺度、前緣鈍化、總收縮比和飛行高度

4、等參數(shù)對高超聲速進氣道攻角動態(tài)特性的影響規(guī)律。研究結果表明，攻角動態(tài)變化時：受到氣流的可壓縮性、粘性作用等帶來的氣動遲滯效應的影響，高超聲速進氣道流場特征和性能參數(shù)會存在一定滯后現(xiàn)象，且不同性能參數(shù)之間的滯后規(guī)律不同；對于攻角變化造成的進氣道不起動問題，隨著動態(tài)攻角速率/頻率的增加，進氣道發(fā)生不起動的攻角值變大，進氣道再起動的攻角值減小，即攻角動態(tài)變化對進氣道起動過程存在一定的遲滯效應。此外，對于不能實現(xiàn)自起動的高超聲速進氣道，發(fā)現(xiàn)以特

5、定攻角速率/頻率振蕩可能利于進氣道重新恢復起動。研究認為，攻角動態(tài)速率/頻率、振蕩幅值、來流馬赫數(shù)和進氣道幾何尺度是影響高超聲速進氣道動態(tài)攻角性能的重要因素，相對而言，進氣道總收縮比、飛行高度、轉軸位置及前緣鈍化等因素不會顯著影響進氣道的動態(tài)攻角性能。
　　 針對高超聲速飛行器與機體高度一體化的進氣系統(tǒng)，設計了基于二元進氣道的高超聲速前體/進氣道一體化模型，分析了攻角動態(tài)變化對一體化模型氣動特性的影響，并對飛行環(huán)境下一體化模型的

6、動態(tài)攻角性能進行初步預測。研究結果表明：攻角動態(tài)變化的三維前體/進氣道一體化模型其性能參數(shù)出現(xiàn)了遲滯現(xiàn)象，進氣道的不起動、再起動過程產生了滯后現(xiàn)象；對于高超聲速前體/進氣道一體化模型，在轉級及巡航飛行狀態(tài)，攻角在一定范圍內發(fā)生的動態(tài)變化不會使進氣道捕獲流量及其它性能參數(shù)發(fā)生突然變化，即不會引起進氣道工作狀態(tài)的突變。
　　 最后，本文結合數(shù)值模擬的研究方法，在Ma3.85條件下完成了二元式、側壓式高超聲速進氣道攻角連續(xù)動態(tài)變化的風

7、洞實驗，實驗中的攻角頻率最大達10.4Hz，攻角變化范圍為0°～8.2°。實驗結果表明：二元高超聲速進氣道在攻角振蕩過程中全程處于起動狀態(tài)，其性能變化曲線與穩(wěn)態(tài)時相似，攻角的動態(tài)變化未對進氣道性能產生顯著的影響；側壓式進氣道重復出現(xiàn)起動-不起動-再起動現(xiàn)象；在攻角振蕩過程中，受到壁面運動的影響，側壓式高超聲速進氣道起動性能出現(xiàn)了遲滯現(xiàn)象，隨著攻角動態(tài)頻率增加，其不起動攻角逐漸增加而再起動的攻角逐漸減小。
　　 針對攻角動態(tài)變化影