高超声速二维进气道性能研究.pdf

分类号 V211 学号 09010067 ＵＤＣ 密级 公 开 工学硕士学位论文 高超声速二维进气道性能研究高超声速二维进气道性能研究 硕士生姓名 杨 钧 学 科 专 业 航空宇航科学与技术 研 究 方 向 飞行器设计 指 导 教 师 罗世彬 教授 国防科学技术大学研究生院 二〇一一年十一月 国防科学技术大学研究生院 二〇一一年十一月 高超声速二维进气道性能研究 国防科学技术大学研究生院 Performance Research of 2-D Hypersonic Inlet Candidate: Yang Jun Advisor: Prof. Luo Shi-bin A dissertation Submitted in partial fulfillment of the requirements for the degree of Master of Engineering in Aeronautical and Astronautical Science and Technology Graduate School of National University of Defense Technology Changsha, Hunan, P.R.China November, 2011 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 I 页 目 录 目 录 I 表 目 录 III 图 目 录 IV 摘 要 i ABSTRACT ii 第一章 绪论 1 1.1 研究背景 1 1.2 国内外高超声速进气道研究现状 2 1.2.1 国外进气道研究现状 2 1.2.2 国内进气道研究现状 6 1.3 本论文所做的工作 7 第二章 数值计算方法 . 9 2.1 控制方程 9 2.2 湍流模型 10 2.3 空间离散格式 . 11 2.4 边界条件 13 2.5 网格生成 13 2.6 算例验证 13 2.7 本章小结 18 第三章 优化设计方法 . 19 3.1 试验设计 19 3.2 代理模型 19 3.3 优化算法 20 3.3.1 标准粒子群算法 20 3.3.2 改进型粒子群算法 21 3.3.3 算例验证 23 3.4 本章小结 24 第四章 二维进气道设计与优化 . 25 4.1 二维进气道设计 25 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 II 页 4.1.1 二维进气道的性能指标 25 4.1.2 高超声速进气道设计目标 26 4.1.3 二维高超声速进气道设计方法 27 4.1.4 二维进气道构型的设计 29 4.2 二维进气道的仿真计算 30 4.2.1 计算网格 30 4.2.2 边界条件 30 4.2.3 计算结果分析 31 4.3 二维进气道的设计优化 38 4.3.1 设计变量的选取 38 4.3.2 设计优化过程简介 39 4.3.3 优化结果分析 39 4.3.4 优化构型性能计算 43 4.4 本章小结 46 第五章 进气道构型改良研究 . 48 5.1 溢流槽对进气道性能的影响 48 5.1.1 溢流槽长度对进气道设计点性能的影响 48 5.1.2 非设计点下溢流槽对进气道性能的影响 52 5.1.3 低马赫数条件下进气道起动性能研究 54 5.2 喉道尖点处圆滑过渡对进气道性能的影响 57 5.2.1 设计状态下圆弧半径对进气道性能的影响 58 5.2.2 非设计状态下圆弧半径对进气道性能的影响 59 5.3 本章小结 62 结束语 . 63 致谢 66 参考文献 . 68 作者在硕士期间取得的学术成果 . 74 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 III 页 表 目 录 表 2.1 物理量符号说明 10 表 2.2 GK01 模型实验条件[54] . 14 表 2.3 GK01 模型构型尺寸 . 14 表 2.4 湍流模型 15 表 3.1 算例 1 的测试结果对比 23 表 3.2 算例 2 的测试结果对比 24 表 4.1 进气道型面参数 29 表 4.2 进气道的关键性能参数 32 表 4.3 进气道性能横向对比研究 33 表 4.4 非设计点来流条件 33 表 4.5 非设计点下性能参数 37 表 4.6 进气道设计优化的变量约束 39 表 4.7 优化构型的型面参数 42 表 4.8 优化构型的进气道性能特征参数 46 表 5.1 不同溢流槽长度的性能对比 52 表 5.2 性能特征参数对比 54 表 5.3 Ma4 条件下不同溢流槽长度的性能特征参数 57 表 5.4 Ma7 条件下不同溢流槽长度的性能特征参数 57 表 5.5 不同圆弧半径下特征性能参数 61 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 IV 页 图 目 录 图 1.1 HRE 发动机模型 . 3 图 1.2 CIAM/NASA 的轴对称进气道模型 . 3 图 1.3 外压式进气道 4 图 1.4 内压式进气道 5 图 1.5 X-43A 验证机 5 图 1.6 HyShot 进气道模型[33] 5 图 1.7 方转椭圆进气道 6 图 2.1 GK01 实验模型[54] . 14 图 2.2 GK01 几何模型 . 15 图 2.3 计算网格 15 图 2.4 AUSM 离散格式下上壁面压力系数对比 16 图 2.5 AUSM 离散格式下下壁面压力系数对比 16 图 2.6 Roe-FDS 离散格式下上壁面压力系数 16 图 2.7 Roe-FDS 离散格式下下壁面压力系数 17 图 2.8 SST k-ω 湍流模型下上壁面压力系数 . 17 图 2.9 SST k-ω 湍流模型下上壁面压力系数 . 17 图 3.1 改进型算法流程图 22 图 4.1 进气道流量系数的定义 26 图 4.2 进气道构型 30 图 4.3 计算网格 31 图 4.4 设计状态下压力轮廓图 32 图 4.5 设计状态下马赫数轮廓图 32 图 4.6 设计状态下出口截面的速度型 32 图 4.7 流线分布 32 图 4.8 不同来流条件下进气道入口处静压轮廓图 34 图 4.9 不同来流条件下进气道入口处马赫数轮廓图 36 图 4.10 不同来流条件下流线分布示意图 36 图 4.11 不同来流条件下进气道出口马赫数曲线图 37 图 4.12 总压恢复系数随马赫数的变化关系 38 图 4.13 流量系数随马赫数的变化关系 38 图 4.14 阻力系数随马赫数的变化关系 38 图 4.15 增压比随马赫数的变化关系 38 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 V 页 图 4.16 设计优化流程 40 图 4.17 Pareto 最优前沿 . 41 图 4.18 参数敏感性分析(η) 41 图 4.19 参数敏感性分析(Cx) . 41 图 4.20 参数敏感性分析(φ) . 42 图 4.21 参数敏感性分析(σ) 42 图 4.22 不同来流条件下优化构型的流场静压轮廓图 43 图 4.23 不同来流条件下优化构型的流场马赫数轮廓图 44 图 4.24 不同来流条件下优化构型的流线分布图 45 图 4.25 不同来流条件下优化构型的出口马赫数曲线 45 图 5.1 溢流槽长度对流场静压的影响 49 图 5.2 溢流槽长度对马赫数的影响 50 图 5.3 溢流槽长度对流线分布的影响 51 图 5.4 溢流槽长度对出口马赫数影响 51 图 5.5 静压轮廓图 53 图 5.6 流线分布图 53 图 5.7 不同马赫数下出口马赫数分布曲线 54 图 5.8 Ma4 时不同溢流槽长度下的流场静压轮廓图 55 图 5.9 流线分布 56 图 5.10 出口界面马赫数分布 56 图 5.11 流线分布 57 图 5.12 进气道喉道尖点圆滑处理示意图 58 图 5.13 圆弧半径对设计点性能的影响 59 图 5.14 设计点下流线分布 59 图 5.15 圆弧半径对非设计点性能的影响 60 图 5.16 非设计点下流线分布 61 图 5.17 出口界面马赫数分布曲线 61 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 i 页 摘 要 论文主要采用数值模拟方法对高超声速二维进气道进行了性能研究，并对进 气道开展了设计、优化和构型改良研究，系统地分析了不同因素对高超声速二维 进气道性能的影响。

对标准粒子群算法进行了初步研究，提出了基于动态参数和自然选择法的改 进型粒子群算法，通过算例测试结果表明，改进型算法在收敛率、收敛速度等方 面均有提高 在跟踪国内外高超声速进气道的研究基础之上，文中选取高超声速二维进气 道为研究对象，对进气道内外流场进行了数值模拟通过算例验证校验了数值方 法的有效性，本文所采用的数值方法能够非常准确地预测二维进气道的流场 在跟踪国内外二维进气道设计方法的基础之上，设计了二维进气道构型，并 对所设计的进气道构型开展了基于代理模型的构型优化设计研究，对基准构型和 优化构型开展了设计状态/非设计状态下的流场进行了数值模拟，定量地对比分析 了基准构型和优化构型的流场结构，通过优化设计后的构型在进气道综合性能上 有大幅提升，但工作马赫数范围有所下降 在优化构型基础上开展了进气道构型的改良研究，主要考虑了在进气道喉道 处开设溢流槽和喉道肩点处圆滑处理对设计状态/非设计状态下的进气道性能的影 响，并分析了溢流槽长度和圆弧半径大小对进气道性能的影响，通过研究后发现， 喉道处开设溢流槽对提升进气道的综合性能比较有效，而喉道处圆滑处理不能够 显著地提升进气道的性能 主题词：高超声速飞行器，进气道，溢流槽，设计优化，数值模拟 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第 ii 页 ABSTRACT The paper conduct numerical researches on 2-D hypersonic inlet. And then the multi-objectives and -variables optimization and improvement of the configuration on 2-D hypersonic inlet were conducted. The effects of different factors on the performance of the inlet was discussed comprehensively. The papers also give a basic research on the PSO arithmetic. The thought of natural selection and dynamic parameter are apllied to the standard PSO arithmetic, and then the new evolution arithmetic is developed. The result of test case show that the improved arithmetic perform better in terms of convergence rate and convergence speed than other PSO arithmetic. 2-D supersonic inlet is selected as research object based on the review of the research process of the hypersonic inlet at home and abroad. The steady numerical simulation method on in- and out-flow field is performed. The validity of the numerical simulation met。