一种轴对称变几何进气道数值仿真研究的毕业设计.docx

一种轴对称变几何进气道数值仿真研究的毕业设计目 录摘 要iAbstractii第一章 绪 论- 1 -1.1研究背景- 1 -1.2研究目的及意义- 2 -1.3 国内外研究现状- 2 -1.3.1 国内研究现状- 2 -1.3.2 国外研究现状- 2 -1.4 SR-71进气道工作原理调研- 6 -1.4.1进气系统- 6 -1.4.2 SR-71进气道调节规律- 8 -1.5本文研究内容- 10 -第二章 软件简介及数值仿真方法介绍- 11 -2.1 软件简介- 11 -2.1.1 ICEM CFD简介及网格划分- 11 -2.1.2 FLUENT 软件简介- 12 -2.1.3 TECPLOT 软件简介- 12 -2.2 数值仿真方法介绍- 14 -2.2.1 控制方程- 14 -2.2.2 湍流模型- 15 -2.2.3 壁面函数法- 16 -第三章 典型工况下进气道二维流场分析- 19 -3.1物理模型及网格划分- 19 -3.2 计算方法- 20 -3.3 设计状态下，进气道流动特征分析- 20 -3.3.1 不设置放气槽进气道流场分析- 20 -3.3.2 设置放气槽进气道流场分析- 21 -3.4不同放气方式对进气道性能影响分析- 22 -3.4.1 溢流槽大小- 22 -3.4.2 溢流槽位置- 26 -3.4.3 溢流槽角度- 29 -3.5 小结- 31 -第四章 非设计状态进气道性能分析- 32 -4.1 物理模型及计算条件- 32 -4.2 非设计状态进气道放气时流场分析- 33 -4.3 非设计状态进气道不放气时流场分析- 36 -4.4 小结- 37 -第五章 结束语- 38 -5.1 本文总结- 38 -5.1.1 本文主要工作- 38 -5.1.2 本文得出结论- 38 -5.2 存在的问题及展望- 39 -参考文献- 40 -致 谢- 42 -第一章 绪 论1.1研究背景高速飞行是未来飞行器的主要发展方向之一，其飞行范围宽广，从亚声速、跨声速、超声速乃至高超声速。而动力装置是飞行器能否实行宽马赫数飞行的关键。传统航空涡轮发动机已无法满足高速飞行器的使用要求，因此组合发动机成为未来高速飞行器动力的发展趋势。目前，组合动力发动机一般分为两类：涡轮基组合循环发动机（TBCC）和火箭基组合循环发动机（RBCC）。吸气式推进系统具有自身无需携带氧化剂等优点，而TBCC发动机融合了涡轮发动机和冲压发动机各自优势，因此成为高速飞行器重要的推进系统选择方案之一，TBCC发动机从构型上可分为共轴型布局和上下型布局，其中共轴型布局可分为环绕型和串联型，并联型布局可分为外并联型和内并联型。进气道是动力装置中的重要组成部件，其气动性能对飞行器的整体飞行性能有着决定性的影响，尤其是涡轮冲压组合发动机的进气道，要求其在宽马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力等性能，而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾，这就要求进气道在整个飞行过程中通过改变自身的形状来适应飞行状态的变化，如果进气道不能正常工作，TBCC发动机的效率将大大降低，以致不能正常工作。为了使TBCC发动机在不同的飞行状态下都能正常高效的工作，必然需要发展一种变几何进气道，并匹配抽吸气设施，使之与TBCC发动机相匹配。共轴型轴对称变几何进气道由于结构简单、迎风面积利用率高、压缩效率高、推力性能好等优点，受到了最广泛的关注，国际上较早对其展开了研究。且在马赫数相对较低的条件下，该进气道优势更为突出，因此，该类型进气道的研究及应用具有现实意义。开展组合动力周对称变几何进气道的研究，为我国进行TBCC组合动力的研制及实验奠定基础和提供技术储备，具有重大的现实意义。1.2研究目的及意义变几何进气道相对于常规进气道而言，因其需要匹配复杂的TBCC的推进系统，因而设计难度非常大，目前世界上已经用于实际应用的只有美国的黑鸟（SR-71）。根据国内外文献综述，开展SR-71飞行器用轴对称变几何进气道工作原理的研究，分析进气道在宽马赫数工作范围内变几何机构及旁路系统的调节机理，为我国进行TBCC组合动力的研制及实验奠定基础并提供技术储备，将具有重大的现实意义。1.3 国内外研究现状1.3.1 国内研究现状我国在20世纪7080年代开始关注并开展TBCC发动机技术研究,但受各种因素的制约，一直没有大的突破，主要处于对国外TBCC发动机技术跟踪水平,在试验研究方面几乎空白。近些年来,国内相关院所及科研单位再次展开了TBCC发动机技术的研究,包括串联布局方式和并联布局方式等。目前我国在TBCC发动机的研究领域与先进国家差距较大,还有很多关键技术尚未解决。1.3.2 国外研究现状美国典型的TBCC研发项目A-I项目由A-I项目衍生的SR-71进气道设计非常复杂，目的是为了解决内压缩问题。但混合压缩进气道不能完全避免内压缩启动问题，SR-71采用一套复杂的辅助旁路系统来解决内压缩启动问题。可以前后移动的进气锥控制喉道及正激波的位置。发动机的不同推力需要不同的进气流量匹配，而进气流量受到喉道面积的影响，固定几何形状的进气锥很难对很大的进气流量范围与喉道面积和进气流量进行最优匹配。如果按照最高马赫数设计的话，喉道面积较小，能保证足够的内压缩；但较低马赫数时，需要加大喉道面积，避免过度的内压缩导致喉道的正激波被推出进气口，造成发动机不稳定工作问题，正激波还极大地增加阻力，甚至可能导致结构损坏。SR-71只有在较小的飞行包线里可以稳定飞行，这和混合压缩进气口不无关系。理想的混合压缩进气口应该在可以在控制内激波位置的同时，还可以独立控制喉道截面积。为了改善SR-71进气道的气动性能以拓宽其工作马赫数范围，近年来美国以SR-71进气道为基础，通过数值模拟的手段进行了包括可调激波锥角、可调唇罩和拓宽激波锥肩部范围等的研究 15,16 。RTA项目RTA发动机的研制分两个阶段，第一阶段代号RTA-1，主要进行地面试验验证，考核涡轮发动机能否在宽马赫数范围下工作；第二阶段代号为RTA-2，主要进行地面试验，考核推重比为15的涡轮发动机能否在5.0马赫工况下工作4,5赫数大于3.0时，发动机从涡轮模式转换到冲压模式，飞行器可加速到4.0马赫以上。在马赫数3.0至4.0以上涡轮发动机进入到慢车工作状态，这样可降低高温工作条件下的旋转部件的机械载荷，延长寿命。由于涡轮发动机在马赫数3.04.5范围内并没有完全关闭，因此在与二级空天飞行器分离时，发动机不需重新启动。RTA-1验证了采用涡扇发动机工作至3.0马赫数，再转入冲压模式工作至4.5马赫数的可行性；验证了高马赫数飞行时涡轮和控制系统的耐久性和可靠性以及使用JP-8燃料的可行性。RTA-2与RTA-1比较如图1.1：图1.1 RTA-2与RTA-1的比较该发动机融入了RTA-1发动机技术和VAATE、IHPTET以及UEET计划开发的先进技术，以满足安全性、耗油率、比冲、推重比和费用等要求。RTA-2工作马赫数可达到5.0以上1-3。Trijet项目Trijet发动机是将涡轮发动机、火箭引射冲压发动机和双模态冲压发动机三种推进形式组合在一起形成的三喷气发动机（如图1.2）图1.2 Trijet发动机CAD模型这是一种新型的TBCC动力装置。火箭引射冲压发动机工作范围在马04.0马赫之间，解决了涡轮发动机向冲压发动机转换时推力不足的问题6,7。FaCET项目Falcom项目的目标，是研发一种采用TBCC技术的高超声速飞行器。该飞行器可自行起飞降落，借助TBCC中的涡喷发动机加速到4.0马赫，然后由超然冲压发动机再加速到10马赫及以上飞行速度（如图1.3）。图 1.3 FaCET项目中研发的TBCC示意图FaCET项目采用一体化内旋式变几何进气道。该项目分两个阶段，第一阶段主要是三个关键部件的设计，并对每个关键部件反复单独进行缩尺模型试验；第二阶段是把三个核心部件组合在一起进行地面自由射流试验。从第一阶段到第二阶段初期，总共进行了三组风洞试验。对模态转换进行优化设计来确定模态转换最佳时马赫数，同时确定出涡轮发动机和亚燃超燃双模态冲压发动机工作的边界条件。亚燃超燃双模态冲压燃烧室燃料供给是环形供给，能在低马赫数下点火。选择这种环形设计使冷却更为有效，并且能够更好地控制TBCC流道与飞行器一体化设计时的结构载荷。在第一阶段和第二阶段初期，进行了两组直联式燃烧室试验，以确定在轴向和径向位置上如何组合喷油以保证燃烧室在低马赫数时的点火性能和持续燃烧能力，同时保证涡轮发动机的模态转换8-10。日本典型的TBCC研发项目HYPR90-C项目组合循环发动机验证项目(HYPR90-C)研究的TBCC发动机以变循环发动机为基础,由一个亚燃冲压发动机和一个变循环涡扇发动机组成。该项目主要是验证马赫数2.53.0之间涡扇发动机与冲压发动机模态转换的可行性。HYPR90-C组合发动机采用串联式结构。涡扇发动机由二级风扇，五级高压压气机，环形燃烧室，单级高、低压涡轮及与冲压发动机共用的可调面积二元喷管组成。发动机可调的部分包括：前、后面积可调放气门，可调静子叶片，低压涡轮导向器和面积可调尾喷管。在起飞状态时，关小低压涡轮导向器，加大涵道比、降低排气噪声；高速飞行时则开大低压涡轮导向器，加大核心机空气流量、提高单位推力。前可调放气门控制风扇涵道的出口压力，防止气流倒流进入冲压进气涵道；后可调放气门则调整风扇工作点。利用阀门控制涡扇的工作模式、冲压工作模式或涡扇冲压同时工作模式。涡扇发动机工作范围从起飞到3.0马赫；马赫数2.53.0时，涡扇和冲压发动机工作转换；马赫数为3.0以上时冲压发动机单独工作，涡扇发动机完全关闭，并且能在最大飞行马赫数下长时间巡航11-13。HYPR90-C发动机涡扇部分单独进行的地面和高空试验及整机试验证明，此种类发动机具有工程可实现性。ATREX项目吸气式涡轮冲压膨胀循环（ATREX）发动机是日本航空航天科学研究所联合几家公司（IHI、KHI、MHI等）共同研制的，可用作两级入轨可往返式空天飞机或高超声速飞行器的推进系统。ATREX发动机的有效推力可使飞行器从海平面静止状态加速升高到30km、6.0Ma的飞行状态14。ATREX项目在实验及实施过程中显示，其涡轮冲压膨胀循环中，涡轮基的工作范围明显增大，飞行马赫数范围有可能从常规涡喷发动机的3.03.5增大到5.56.0。采用这种带预冷装置的TBCC组合动力装置17-19，可使高超声速飞行器实现水平起降。ATREX发动机地面试验进一步验证表明，该类型组合循环具有可实现性。1.4 SR-71进气道工作原理调研1.4.1进气系统SR-71进气道在结构上包括可调激波锥、前后旁路放气、喉道吸气、进气道中段辅助吸气门和气动引射喷管，如图所示（图1.4）。图1.4 SR-71进气道示意图可移动激波锥在不同的飞行状态下有不同的轴向位置与之相对应，以向处于不同飞行状态下的TBCC发动机提供最适宜的内流品质。为了满足宽马赫数工作范围，进气道拥有复杂的抽吸及旁路系统。激波锥中心体开有小缝隙以吸除附面层和防止分离，吸除的空气在通过激波锥中心体和它的支柱后从相连的发动机舱活门放出。进气道前旁路活门是进气道内壁喉道后一小段距离绕发动机舱一圈的活门，吸入的气流通过激波锥中心体放气活门前的另一组活门放出舱外。进气道后旁路由发动机进口前的绕发动机舱一圈的活门组成，需要额外的旁路面积或者希望减少前旁路气流，可以打开后旁路，引离发动机的后旁路气流与喉道引气流组成的混合气流穿过发动机和发动机舱结构之间的空间，为发动机提供冷却，最后随引射器排出。前后旁路活门控制进气道内的气流品质和流向发动机的流量，应当要注意这里所讲的前后旁路是进气道内的放气，并不直接穿透到舱外，而要通过旁路通道放出。（见图1.5,1.6,1.7）图1.5 进气道中心体放气示意图图1.6 进气道前旁路放气示意图图1.7 进气道喉道及后旁路放气示意图1.4.2 SR-71进气道调节规律激波锥在不同的飞行状态下有不同的轴向位置与之相对应，以向处于不同飞行状态下的TBCC发动机提供最适宜的内流品质。在地面起飞状态和飞行高度低于30000英尺时,进气锥自动锁定在最前方位置。当飞行高度超过30000英尺时进气锥自动解锁,但仍然保持靠前位置直到马赫数为1.6,马赫数超过1.6后,飞行马赫数每增加0.1马赫,进气锥就缩进约13/8英寸。进气锥的总行程约26英寸.捕获面积从8.7平方英尺增加到18.5平方英尺,增加了112%。喉道面积缩小到4.16平方英尺,为马赫数1.6时的54%（见图1.8）。图1.8进气道尾旁路包括一个恰好处于发动机前表面的旋转带上的端口。当旋转到打开位置时，进气道空气绕开发动机混入来自抽气孔的气流。混气经过发动机箱和机舱结构之间的间隙，并对此进行冷却，然后废气流入尾喷管。见图1.10。图1.9详细显示了马赫数0、0.5、1.5、2.5、3.2时进气道进气锥、前旁路和尾旁路的工作情况。在地面起动状态，发动机需要大量气体，此时进气锥放气槽、前旁路和尾旁路都全开，气体从各孔槽及活门流入发动机以匹配发动机的进气需求；马赫数为0.5时，前后旁路活门关闭，进气锥上的放气槽从进气道抽掉部分气体；马赫数为1.5时，前旁路活门打开，向外排放气体，后旁路活门仍然处于关闭状态；马赫数2.5时，前后旁路活门均打开，向外排放气体；马赫数3.2时，前后旁路活门关闭，仅进气锥上放气槽向外排气。图1.9 SR-71进气示意图1.5本文研究内容1、针对SR-71轴对称变几何进气道开展调研，分析工作机理；查找SR-71的相关文献，与目前国内外变几何进气道研究相联系，对其工作机理进行分析。2、典型工况下进气道二维流场分析；对SR-71轴对称变几何进气道进行建模，网格划分，并开展数值模拟研究，分析典型工况下进气道二维流场。3、研究放气对进气道性能的影响。分别在进气道进气锥和外壳不同地方设置放气槽，采用变量控制法，研究放气槽位置及大小对进气道性能的影响。第二章 软件简介及数值仿真方法介绍2.1 软件简介本文主要采用CFD的方法进行研究，研究中用到ICEM软件进行网格划分等前处理、采用FLUENT通用流体计算软件进行数值模拟，最后借助于TECPLOT后处理软件对计算结果进行分析。2.1.1 ICEM CFD简介及网格划分ICEM CFD为专业的网格生成软件 。作为专业的CFD/CAE前处理软件，ICEMCFD为所有世界流行的CFD/CAE软件提供高效可靠的分析模型。它拥有强大的CAD模型修复能力、自动中面抽取、独特的网格“雕塑”技术、网格编辑技术以及广泛的求解器支持能力。同时作为ANSYS家族的一款专业分析环境，还可以集成于ANSYS Workbench平台, 获得Workbench的所有优势。ICEM CFD支持非结构化网格(unstructured grid)、结构化网格(structured grid)及杂交网格(hybrid grid)，杂交网格是结构化网格和非结构化网格的组合。结构化网格可分为单块网格(single block grid)和多块网格(multi-block grid)。多块网格的优点主要有：1），相应的流畅求解算法比较成熟，效率较高。2），特别适用于粘性流体的计算。3），可以处理复杂的几何外型，而且可以改善网格品质。4），可以有效降低对内存的需求。5），适当的分区，可以在一定程度上减轻因周期性边界条件而引起的网格偏斜结构化网格划分原理：构造块，将其网格在一定的拓扑关系下映射。构造块即把实体划分成小的基本块，设法用组合的块反映实体特征。网格拓扑即关联块与实体的点线面，把对基本块划分的网格节点投影到实体中。2.1.2 FLUENT 软件简介Fluent 软件是目前市场上最流行的CFD软件，它具有丰富的物理模型、先进的数值计算方法和强大的后处理能力，所以得到广泛的应用。Fluent解算器的核心是完全的非结构化网格和控制体积法。Fluent丰富的物理模型使得用户能够比较精确地模拟无粘流、层流、湍流、化学反应、多相流等复杂的流动现象。采用可选的多种求解方法，从压力修正的Simple法到隐式和显式的时间推进方法，并加入了当地时间步长，隐式残差光滑，多重网格加速收敛等多项技术。可供选择的湍流模型从单方程、双方程直到雷诺应力和大涡模拟。应用的范围包括高超音流动、跨音流动、传热传质、剪切分离流动、涡轮机、燃烧、化学反应、多相流、非定常流、搅拌混合等问题。Fluent同传统的CFD计算方法相比，具有以下的优点 ：1、稳定性好，Fluent经过大量算例考核，同实验符合较好 2、适用范围广，Fluent含有多种传热燃烧模型及多相流模型，可应用于从可压到不可压、从低速到高超音速、从单相流到多相流、化学反应、燃烧、气固混合等几乎所有与流体相关的领域 3、精度提高，可达二阶精度。Fluent 软件包由前处理软件、求解器和后处理软件组成。其中求解器是流体计算的核心，所有计算在此完成。最新的Fluent求解器的版本是Fluent 6.3，其主要功能是导入前处理器生成的网格模型、提供计算的物理模型、确定材料的特性、施加边界条件、完成计算和后处理8。2.1.3 TECPLOT 软件简介Tecplot 360是Tecplot系列中一款数值模拟和CFD可视化软件，它将至关重要的工程绘图与先进的数据可视化功能结合为一体。它能按照您的设想迅速的根据数据绘图及生成动画，对复杂数据进行分析，进行多种布局安排，并将您的结果与专业的图像和动画联系起来。它提供了丰富的绘图格式，包括x-y曲线图，多种格式的的2-D和3-D面绘图，和3-D体绘图格式。而且软件易学易用，界面友好。而且针对于Fluent软件有专门的数据接口，可以直接读入*.cas和*.dat文件，也可以在Fluent软件中选择输出的面和变量，然后直接输出Tecplot格式文档。Tecplot 360 具有以下功能：1、广泛支持CFD&FEA有限元格式：a）包含图像纵横比和伸直系数等，28种格点质量函数控制格点质量；b）提供32种CFD、FEA、结构分析和工业标准数据格式支持；c）交互式探索并扫瞄流场，检查随格点变化的流场特性； d）以 Richardson外差分析，估算数值解的精确度。2、实验与模拟验证比较：a）在同一窗口能比较数值结果和实验数据；b）萃取涡流、震波表面和其他重要的流场特性；c）透过DVD控制选项，如向前、倒退和飞梭控制，可模拟瞬时解的动画；d）单一环境下，使用XY图、极坐标、2D和3D绘图，能充分了解物理场的行为；e）交互式切片、等表面和流线轨迹工具让您获得更多、更细致的可视化结果。3、人性化输出功能：a）对简报、网站和画框制作优化动画；b）输出专业、简报质量的向量和Raster格式；c）可直接从微软Office复制/贴上图档和动画；d）输出的数据格式兼容于Tecplot 360 2008和2006；e）使用Tecplot 360独特的多画框设计工作区，可呈现多个时间连结的绘图展示。4、自动图形产生：a）藉由记录或撰写底稿来产生宏；b）藉由Python语法进行分析与自动绘图任务；c）快速重建旧有图表，并套用同样式参数和设计。5、可执行复杂模型于瞬间：a）多线程，有效利用多核心计算机资源;b）一般型计算机即能开启更大的档案；c）同时间比较多个模型，包含流固耦合可视化。2.2 数值仿真方法介绍本文数值仿真研究采用商用软件Fluent进行数值求解，下面简要介绍所需求解的基本控制方程、湍流模型选取及壁面处理方法。2.2.1 控制方程在利用CFD软件进行数值研究的过程中，需要选择合适的数学模型和设定正确的边界条件。根据本章所研究物理问题的自身特点，数值研究中所采用的数学模型基于以下假设：1、流体为连续介质，流体的运动速度、压力和密度等参数可以看作是坐标的连续函数；2、流体流动为定常不可压流动。在上述假设的基础上，可以得到适合本章数值研究的湍流基本控制方程。连续介质的流体力学流动控制基本方程组包括：连续方程、动量方程、能量方程。连续方程： (2.1) 动量方程： (2.2) 其中， ；能量方程 (2.3)其中，为热传导系数，右边第二项为粘性耗散。2.2.2 湍流模型目前，没有一个湍流模型对于所有的物理问题是通用的，所以在数值仿真过程中选取合适的湍流模型就显得尤为重要。由Launder和Spalding提出的两方程模型标准模型，属于高雷诺数模型，其应用最为广泛9。对于该湍流模型，假设湍流粘性系数为： (2.4)式中，是模型常数，k表示湍流动能，表示湍流动能耗散率，分别定义为： (2.5) (2.6)湍流动能k方程和扩散方程形式为： (2.7) (2.8)式中的常数为：，湍流动能生成项：， 扩张耗散项：，其中，而为音速。2.2.3 壁面函数法标准湍流模型和模型常数只适用于离开壁面一定距离的湍流区域，在此区域，湍流Re数很高，分子粘性系数相对于湍流粘性系数t可以忽略不计。而在与壁面相邻的粘性边界层中，湍流Re数很低，此区域必须考虑分子粘性的影响，此时系数Ct与湍流Re数有关，k、方程亦要作相应的修改以适用于近壁区的低湍流雷诺数流动。固体壁面及其近壁区域的处理对计算的准确性具有很大的影响，由于湍流边界层的区域很薄，在数值计算中要分辨这样小的区域需要非常细密的网格，为了减小网格数，通常近壁区的数值计算采用壁面函数法，近壁区的流动参数分布由壁面函数直接确定10。本文采用的是标准的壁面函数，其基本思想归纳如下：定义无量纲法向距离： (2.9)壁面无量纲切向速度： (2.10)其中，y为壁面法向距离，为分子运动粘度，U为平行于壁面的切向速度，为摩擦速度，定义为： (2.11)其中，为壁面剪切应力。壁面处理如下：当时， 其中，和均是粘性底层的参数；当时，其中 ，：冯卡门常数，； E ：壁面函数常数，。这样，求解过程是：用标准方程求解完全的湍流区域，使用设置在粘性底层边沿外的第一点湍流动能和耗散率作为其边界条件。第三章 典型工况下进气道二维流场分析本章在已有的进气道模型基础上，分别对开放气槽和不开放气槽情况下的进气道模型开展了结构化网格划分，分别对其典型工况下的流动开展了二维数值仿真模拟，分析了设计状态下进气道的二维流场特征。3.1物理模型及网格划分如图3.1所示，该进气道为轴对称混压式进气道，激波封口马赫数（设计马赫数）为3.1，外压段采用单级轴对称压缩，压缩角度为13度，进气道迎风高度0.743m，进气道外压缩锥长度为1.839m，设计状态下进气道内收缩比为3.3。针对上述进气道几何构形，对其开展结构化网格划分。图3.1给出了设计状态下进气道计算域设置，由于该进气道为轴对称几何结构，为此仅给出一半计算域。图3.1 进气道模型图利用ICEM网格划分软件对上述模型进行网格划分，全局均采用结构化网格，如图3.2所示，为了更好的模拟附面层内的复杂流动,在靠近壁面附近,网格进行了加密处理,以反映流动细节。同时对激波、膨胀波等流场参数变化梯度较大的区域网格也进行了适当的加密处理，为了保证数值仿真的准确性、减小模拟误差，在不同的网格块间的连接处也进行了适当的处理。图3.2 进气道网格图3.2 计算方法采用商业计算软件Fluent进行数值模拟，数值计算中采用的边界条件包括轴对称边界条件，压力远场边界条件，压力出口边界条件，内部边界条件，固壁边界条件等，本模型计算域边界条件设置如下： inflow，far压力远场边界条件 outflow，outlet压力出口边界条件 axis为轴对称边界条件 inlet，throat为内部边界条件 spike为固壁边界条件选取标准k-湍流模型，二阶迎风格式离散，近壁区采用壁面函数法处理。计算收敛以各方程残差均下降4个数量级为准，同时保证进气道出口流量稳定。设计状态计算条件：来流马赫数3.2，静压2549.2Pa，静温221.6K，攻角0。3.3 设计状态下，进气道流动特征分析3.3.1 不设置放气槽进气道流场分析按前文来流条件、数值模拟方法及划分的结构化网格，对该轴对称进气道设计状态进行了二维仿真。图3.3给出了Ma=3.2时，不开放气槽情况下的进气道马赫数等值图如下（图3.3）。图3.3无放气状态进气道马赫数等值图由图可见，进气道并未建立起预期的流动形态，在其进口处产生一个很大的分离包，形成气动型面，进气道内通道有效流通面积大幅减小，气动型面致使进口前产生一道斜激波，此时存在很大的超声速溢流，进气道没有正常起动工作，处于不起动状态。经分析发现，此状态下进气道内收缩比为3.3，进气道内收缩比过大导致进气道不能正常起动工作。3.3.2 设置放气槽进气道流场分析由上一节可知，不对进气道进行调节时，其是无法正常工作的，因此先对进气道进行简单的放气处理，以溢走一部分流量。根据内收缩比过大导致进气道不起动，对进气道喉道处进行放气，以期能够使进气道起动。调节后的进气道模型如图3.4所示，在进气道内压段外罩上设置溢流槽。图3.4 简单放气处理后的进气道模型图3.5给出了设计来流条件下,采取喉道放气时,进气道马赫数等值图及局部放大图。图3.5放气情况下，进气道马赫数等值图及局部放大图由图可见，此时由于额外的流量从溢流槽中溢出，进气道喉道界面没有出现堵塞现象，正常起动工作，一道外压激波汇于唇口。由仿真结果可知，此时进气道喉道马赫数为2.76，流量系数=0.135，总压恢复系数=0.422，喉道截面总压恢复系数为0.721。虽然进气道能正常起动工作，但由于溢流量过大，导致进气道流量系数较低，喉道截面马赫数过高；而溢流损失和溢流槽引起的斜激波损失导致总压恢复系数也相对较低3.4不同放气方式对进气道性能影响分析上述分析可知，对进气道进行放气处理，可改善进气道起动性能，但由于溢流槽过大,导致进气道的流量系数较低,同时由于溢流产生的强激波损失也导致进气道总压恢复系数也较低,因此有必要对溢流槽几何尺寸进行研究，以提高进气道的气动性能。3.4.1 溢流槽大小在图3.4所示的进气道模型基础上，在相同的泄流位置,改变泄流槽的几何尺寸，研究泄流槽对进气道起动性能的影响.为了便于对比分析,本文定义描述泄流槽大小的无量纲参数，其定义为泄流槽轴向长度与进气道迎风高度的比值,即，其中H表示溢流槽轴向长度，L表示进气道迎风高度。数值模拟研究了溢流槽大小对进气道性能的影响，本文中分别取0.46、0.40、0.36、0.33、0.31、0.27、及0.14。图3.6分别给出了设计来流条件下,不同取值时,进气道马赫数等值图及局部放大图。=0.46=0.4=0.36=0.33=0.31=0.27=0.14图3.6 不同取值下进气道马赫数等值图及局部放大图从图可看出，当进气道泄流槽几何尺寸不同时,即选取不同值时，进气道二维流场结构相似，当0.31时，进气道可正常起动，而后随着的减小，溢流量也随之降低，进气道内开始出现堵塞，逐渐进入不起动状态。图3.7给出了喉道截面马赫数Ma、喉道静压比、进气道流量系数、及总压恢复系数随值的变化曲线，图中横坐标为值，纵坐标为进气道性能参数。从图可以看出，随着进气道泄流槽进口面积的逐渐增加,即随着的逐渐增加,进气道喉道截面马赫数逐渐增大，而流量系数和总压恢复系数均先增大后减小，静压比先增大后减小，但在固壁上开孔，总压恢复系数偏低，抽气孔抽掉的大部分是高能流，进气道能量损失太大，不能匹配工程实际情况。因此以上几种情况只能作为参考。图3.7 进气道大小对喉道马赫数、喉道静压比、流量系数和总压恢复系数的影响3.4.2 溢流槽位置为了更好地改善进气道的性能，研究改变溢流槽的位置时，进气道的性能变化。参考上一节溢流槽的位置，从进气道外罩溢流，现将槽位置后移，保持角度不变，仿真结果如下（图3.8）。图3.8溢流槽后移进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.42）由图可见，溢流槽位置后移以后，即使值较大，但气流在溢流槽前就已严重堵塞，进气道仍无法正常起动工作。作为对比，将槽位置前移，如下（图3.9）。溢流槽位置前移后，原来能起动的进气道也出现了堵塞，究其原因为：一方面，溢流槽相对靠前时，溢流槽压差降低，相同大小的溢流槽溢走的流量较小，图3.9溢流槽前移进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.36）且高能流比例较高；另以方面，位置靠前时，气流马赫数较高，槽引起的斜激波较强，将诱发更强的激波/附面层干扰甚至流动分离。由上文仿真结果可知，由于唇口斜激波作用，进气道进气锥肩部附近附面层分离较其他地方严重，易发展为的分离包，因此考虑在进气锥上开槽，放掉附面层低能气流，在改善进气道起动性能的同时，提高进气道总压恢复系数。图3.10给出了溢流槽在进气锥上，=0.5、=27.5（为放气槽与开槽处进气锥切线的夹角）时进气道马赫数等值图及局部放大图。此时，进气道流量系数=0.571，喉道马赫数Ma=1.76，总压恢复系数=0.74，喉道静压比=5.194。图3.10进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.5，=27.5）相比于外罩开槽，放气量大大减小，总压恢复系数增大，进气道性能改善非常明显，进气锥上附面层分离减弱，进气道二维流场特性加强。将放气槽适当减小后，进气道性能提升，如图3.11和3.12。 两种情况的进气道参数如下：=0.46时，喉道马赫数Ma=1.85，流量系数=0.559，总压恢复系数=0.738，喉道静压比=5.973 =0.38时，喉道马赫数Ma=1.48，流量系数=0.721，总压恢复系数=0.767，喉道静压比=11.156。图3.11进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.46，=27.5）图3.12进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.38，=27.5）图3.12唇口一道斜激波恰好打在进气锥的槽的边缘，没有造成附面层气流分离，此时进气道性能相对前几种开槽情况改善非常明显，放气量减小很多，且喉道马赫数为1.48，激波损失较小，总压恢复系数较高。3.4.3 溢流槽角度考虑到溢流槽角度对槽末端斜激波强度的影响，此节研究溢流槽角度对进气道气动性能的影响。理论上，越小，气流起始膨胀越小，槽内流动分离越小，槽末端斜激波也相对较弱，如图3.13，在图3.12开槽大小基础上，保持大小、位置不变，减小溢流槽角度，取=10，可以看出，附面层分离很弱，与较大角度相比，流场流动情况得到改善。此时进气道各性能参数如下：喉道马赫数Ma=1.46，流量系数=0.692，总压恢复系数=0.731，喉道静压比=11.102。与较大角度开槽相比，流量系数和总压恢复系数都较小，喉道静压比略微降低，因此就此两种开槽的进气道气动性能而言，=27.5的较好些，此时，再加大放气槽角度，取=66，其他参数不变，如图3.14。结果显示进气道堵塞，没有起动放气槽放气量非常小，放气率仅为0.037，放气槽没有起到有效放气作用。图3.13进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.38，=10）图3.14进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.38，=66）此时，取27.5与10之间一个角度值=13.4，进气道性能参数如下：流量系数=0.690，总压恢复系数=0.730，喉道马赫数Ma=1.46，喉道静压比=18.973。此时进气道中没有出现明显的附面层分离，流量系数和总压恢复系数比较高，喉道静压比大幅增加，喉道马赫数也较为理想（如图3.15）。此种放气方式在工程实际过程中具有可行性。图3.15进气道仿真马赫数等值图及局部放大图（=0.38，=13.4）图3.16给出了进气道喉道截面马赫数Ma、流量系数、总压恢复系数、喉道静压比随的变化曲线。图3.16进气道喉道截面马赫数、流量系数、总压恢复系数、喉道静压比随的变化曲线 可见，随增大，喉道马赫数先增大后减小；流量系数先减小后增大；总压恢复系数先增大后减小；喉道截面静压比先保持不变，后增大。从马赫数等值图可看出，开槽角度增大时，经过激波转折后进入槽内流量增加；随着开槽角度过大，放气槽内产生大的分离包导致堵塞，放气量减小。3.5 小结本章采用控制变量法，分别在进气道固壁上同一位置设置相同角度，不同大小；在不同位置设置相同角度，相近放气量；在同一位置设置相同大小，不同角度的放气槽。仿真结果表明1 在相同地方设置放气槽时，放气槽大小对进气道气动性能有重要影响，放气槽太小，进气道仍无法正常起动；放气槽过大，放气率也大，喉道截面马赫数较大，总压恢复系数很低。2 不同位置设置放气槽时，进气道气动性能相差很大，在进气道外罩上放气，仿真结果并不理想，而进气锥上的放气槽对进气道气动性能提升非常明显。3 放气槽的角度对进气道性能也有影响，然而在进气道气动性能和发动机整体性能之间，角度的设置无法兼顾这两种需求。本章经过多组进气道开槽仿真对比，综合发动机整体性能及进气道气动性能，确定了一个相对最优开槽方式。第四章 非设计状态进气道性能分析本章利用第三章所得较优结果，在第三章选取的放气槽形式上，对不同工况下的进气道气动性能开展研究。本章取来流马赫数3.0，2.5，2.0,1.6四个非设计状态工况进行数值模拟，对所得放气方式的可行性进行验证。4.1 物理模型及计算条件文献提供的数据表明，该变几何进气道通过改变进气锥的轴向位置，以在不同来流条件下向发动机提供良好的气流品质。当来流马赫数高于1.6时，每增加0.1Ma，进气锥向里缩进13/8英寸，约41.275mm，直至设计马赫数3.2时，进气锥缩至极限位置。不同工况下，进气道几何型面调整后的物理模型如下（图4.1）：图4.1 不同马赫数进气道变几何模型图来流马赫数从3.2降低到3.0时，进气锥前移82.55mm；来流马赫数从3.0降低到2.5时，进气锥前移206.375mm；来流马赫数从2.5降低到2.0时，进气锥前移206.375mm；马赫数从2.0降低到1.6时，进气锥前移165.1mm。进气锥移动过程中，放气槽也随之移动。4.2 非设计状态进气道放气时流场分析图4.2给出了不同来流马赫数下，进气道马赫数等值图及局部放大图。（a） Ma=3.0（b） Ma=2.5（c） Ma=2.0（d） Ma=1.6图4.2不同来流马赫数下，进气道马赫数等值图及局部放大图仿真结果表明，不同来流条件下，进气道均正常起动工作，没有明显流动分离出现。随着来流马赫数降低，外压激波远离唇口；唇口激波角度也随之增大，与进气锥交汇点前移，但随着进气锥的前移，Ma=3.0及2.5时，激波交汇点仍在放气槽上游附近，气流膨胀改善了进气锥壁面流动分离情况。Ma=2.0时，唇口激波交于放气槽内，激波/附面层干扰导致槽内出现小幅度流动分离，但对进气道气动性能影响甚微。表1给出了各工况下，进气道气动性能参数（放气率=放气量/进气道进口流量）。来流马赫数Ma放气率喉道静压比来流总压Pa总压恢复系数流量系数3.20.30911.1081261610.7300.6903.00.2978.1831066260.7670.6552.50.2933.894797690.7150.5352.00.2931.802500230.8150.4171.60.3330.774433240.7850.312表1 不同工况下，进气道气动性能参数进气道喉道截面马赫数、总压恢复系数、流量系数及喉道静压比随来流马赫数变化如图4.3所示。图（4.3）喉道截面马赫数、总压恢复系数、流量系数及喉道静压比与飞行马赫数关系由图可见，随着来流马赫数的增大，进气道流量系数增大；总压恢复系数变化较小；喉道马赫数均保持在1.5左右；喉道截面静压比增大。结果表明：此种变几何机制与放气方式下，进气道能在较宽马赫数范围内正常工作，并拥有良好的气动性能，可满足组合发动机要求。4.3 非设计状态进气道不放气时流场分析本节对非设计状态下，不加放气措施的进气道二维流场开展数值模拟研究，以与放气状态进行比较。图4.4给出了不同状态下，进气道马赫数等值图及局部放大图。（a）Ma=3.0（b） Ma=2.5（c） Ma=2.0（d） Ma=1.6图4.4进气道不放气时马赫数等值图及局部放大图从图中可以看到，不加放气措施的情况下，进气道均发生了堵塞，未能起动工作，结果表明：单前移进气锥只能起到从外压段溢走小部分流量和减小内压缩比的效果，并不能完全解决进气道不起动问题，必须结合放气措施排掉额外的流量，使进气道正常工作。4.4 小结本章对非设计状态典型工况下进气道性能进行研究，利用上一章所得较优放气槽设置方式，对来流马赫数1.6、2.0、2.5、3.0四个典型工况进行数值模拟，并与无放气措施时的仿真结果对比，结果表明：单前移进气锥只能起到从外压段溢走小部分流量和放大喉道面积的效果，并不能完全解决进气道不起动问题，必须结合放气措施排除额外的流量，使进气道正常工作，设置合理的放气槽后，进气道能在较宽马赫数范围内正常工作，并拥有良好的气动性能，可满足组合发动机要求。第五章 结束语5.1 本文总结5.1.1 本文主要工作通过对SR-71进气道的调研，分析掌握其变几何工作机理。并根据一些文献的描述，对其进行数值仿真，研究其在不放气和放气两种状态下的性能。再通过采用控制变量法，研究其在不同放气情况的性能。本文先在设计状态对进行数值仿真，分别对设置相同位置相同角度不同大小、 相同大小相同角度不同位置、相同位置相同大小不同角度放气槽的进气道进行仿真研究，分析不同放气槽对进气道气动性能的影响，并对多组设置不同放气槽的进气道仿真结果进行对比，确定一个相对最优开槽方式，研究开槽进气道在非设计典型工况下的气动性能，与无放气时进气道的非设计典型工况性能对比，以验证开槽对进气道的作用。5.1.2 本文得出结论1 在相同地方设置放气槽时，放气槽大小对进气道气动性能有重要影响，放气槽太小，进气道仍无法正常起动；放气槽过大，放气率也大，喉道截面马赫数较大，总压恢复系数很低。2 不同位置设置放气槽时，进气道气动性能相差很大，在进气道外罩上放气，仿真结果并不理想，而进气锥上的放气槽对进气道气动性能提升非常明显。3 放气槽的角度对进气道性能也有影响，然而在进气道气动性能和发动机整体性能之间，角度的设置无法兼顾这两种需求。4 在设计工况到的开槽结果，在非设计工况下也能使进气道起动并改善进气道气动性能。而不设置放气槽的进气道在设计工况和非设计工况都无法起动。5.2 存在的问题及展望由于条件有限，本文所做工作局限性较大，在设置不同放气槽时，所取对比组较少，没有很强的规律性，最终对放气槽大小、位置、角度对进气道性能影响只能有一个大致的了解，而无法得到精确结果，且本文仅涉及一个放气槽的设置，没有对设置多组放气槽和放气孔等不同放气方式进行进一步的研究。未来对变几何进气道的研究将更加规律、细致，通过控制变量法，总结进气道中任一种变量变化对进气道的性能影响，为未来高超声速进气道的研究奠定技术基础，这将对我国高速飞行器进气的研究领域具有重要意义。参考文献1 Buehrle R J.Lee J H.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and DevelopmentR.NASATM-2005-213803,2005.2 Mcelis N M,Bartolotta P.Revolutionary Turbine Accelerator(RTA) DemonstratorR.AIAA 2005-3250,2005.3 Shaw R J,Peddie C L.Overview of NASAs UEET and TBCC/RTA ProgramsR.NASA Seal/Secondary Air System Workshop,2002.4 McNelis N,Bartolotta P.NASAs Advanced Spac