吸气式高超声速飞行器设计中的一些概念研究.pdf

南京航空航天大学硕士学位论文吸气式高超声速飞行器设计中的一些概念研究姓名：王志经申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：程克明20070501南京航空航天大学工程硕士学位论文 i摘 要 摘 要 利用风洞实验技术和数值模拟技术对一种类 X-43A 高超声速飞行器冷流状态下的全流道流态特征及其气动特性进行研究在南航高超声速气动研究中心（HARC） ，利用高超声速风洞（NHW）对这种高超声速飞行器模型进行测压试验同时，依靠数值模拟技术对模型开展了不同工况下数值仿真的对比研究，分别从攻角，马赫数等不同角度分析了进气道处于起动状态时全流道的冷流流态特征和气动力特征， 并利用相关试验数据对仿真结果进行验证结果表明，攻角和马赫数对模型气动特性的影响主要体现在对前体激波位置及其强度的影响上；攻角的变化与进气道处的流量损失相关，会影响发动机的性能； 前体横截面存在显著的展向压强梯度， 使经过预压缩的气流偏离进气道进口，但同时也减少了进入内流道的边界层气流，提高了进口的流场品质；后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰，因而沿流动方向其截面形状会不断发生变化与试验结果比较，所采用的数值仿真方法具有较高的精度。

同时，通过数值模拟的方法，对一种给前体加装侧板的机体构型进行了仿真模拟主要分析了这种新构型的气动特性和流态特性， 并将其与正常布局的类 X-43A 飞行器进行了对比分析结果表明，加侧板后模型的升阻比明显增加，从而有利于提高飞行器的气动特性此外，前体进气道流量的捕获也有一定增加，有利于增大飞行器推力但同时由于侧板本身存在重量，飞行器飞行重量增加对其飞行性能会产生一定影响；另外，侧板导致的能量损失对飞行器性能的影响也是不利的 关键词关键词：高超声速，全流道流态，前体压缩面，进气道，升阻比 吸气式高超声速飞行器设计中的一些概念研究 ii Abstract This paper mainly uses technology of experiment and method of CFD to make an exploration of aerodynamic performance and whole flow characteristics of hypersonic vehicle which is similar to X-43A. At Hypersonic Aerodynamic Research Center (HARC) of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics (NUAA), we use the hypersonic wind-tunnel (NHW) to study the aerodynamic performance of this vehicle model at M7 and M8. The experimental mainly consists of static surface pressure measurements and force measurements. By numerical simulation at M7, and with starting, we simulate the whole flow characteristics and analysis the flow structure and aerodynamic performance. The results are validated using the relational experiment data, and indicate the method of numerical simulation has great precision which can be used in study afterward. Furthermore, we analysis the external flow structure in three-dimensional, and contrast the flow structures of different angles of attack. Moreover, by using the method of numerical simulation, we simulate a new vehicle model which is installed boards at both sides. We analysis the aerodynamic performance and whole flow characteristics of this new vehicle model, and contrast it with normal hypersonic vehicle. The results indicate that after installed the boards the lift will increase correspondingly. This will improve the aerodynamic performance of the vehicle. At the same time, because of the increase of the mass in inlet, the thrust of the vehicle will increase. However, at the same time, the loss of energy will affect the performance, and the weight of the boards will also affects the flight performance of the vehicle. Keywords: hypersonic, whole flow characteristics, fore body compress surface, inlet, the rate of lift and drag 南京航空航天大学工程硕士学位论文 v图图 清清 单单 图 1.1 几种高超声速飞行器..............................................1 图 1.2 X-43A 飞行器三维效果图..........................................5 图 1.3 X-43A 飞行器三视图..............................................5 图 2.1 NHW 平面示意图..................................................8 图 2.2 NHW 侧面示意图..................................................9 图 2.3 NHW 全景照片....................................................9 图 2.4 Nx-1 模型实体照片 ..............................................13 图 2.5 Nx-1 模型风洞安装照片..........................................13 图 2.6 Nx-1 模型尺寸..................................................14 图 2.7 NX-1 模型测压孔位置图(单位：mm)................................14 图 4.1 机身三维造型图.................................................19 图 4.2 机身/全流道对称面型面结构示意图................................20 图 4.3 NX－1 模型固壁表面网格分布.....................................23 图 4.4 攻角为 2°时对称面流道的等马赫数图谱 ...........................24 图 4.5 攻角为 2°时对称面流道的等压图谱...............................25 图 4.6 攻角为 2°时对称面流道的试验纹影图.............................25 图 4.7 攻角为 2°时对称面上壁面沿程静压分布 ...........................26 图 4.8 攻角为 2°前体预压缩流场的流动结构的等马赫数图谱...............27 图 4.9 攻角为 2°前体预压缩流场的流动结构的等压图谱...................27 图 4.10 后体膨胀流场的流动结构等马赫数图谱 ...........................28 图 4.11 马赫数 8，攻角为 2°时对称面流道的等马赫数图谱 ................29 图 4.12 攻角对流道对称面流动结构的影响................................30 图 4.13 攻角为 4°时对称面流道的等马赫数图谱..........................30 图 4.14 攻角为-3.5°时对称面流道的等马赫数图谱 .......................31 图 4.15 起动状态三种攻角下对称面上壁面沿程静压分布 ...................32 图 4.16 气动力系数随攻角变化曲线 .....................................33 图 4.17 攻角为-3.5°前体预压缩流场的流动结构的等马赫数图谱 ...........33 图 4.18 攻角为 4°前体预压缩流场的流动结构的等马赫数图谱..............34 图 5.1 带侧板的模型三维造型图 .........................................36 图 5.2 模型前体部分固壁表面网格分布 ...................................37 吸气式高超声速飞行器设计中的一些概念研究 vi 图 5.3 带侧板模型攻角 2°时的等马赫数图谱 .............................37 图 5.4 加侧板和不加侧板两种构型的壁面压力分布.........................38 图 5.5 不带侧板模型前体外流道流动结构.................................39 图 5.6 带侧板模型前体外流道流动结构...................................39 南京航空航天大学工程硕士学位论文 vii表表 清清 单单 表 2.1 南航高超声速风洞性能参数表.....................................11 表 2.1（续）南航高超声速风洞性能参数表 ...............................11 表 2.2 南航高超声速风洞主要性能指标...................................12 表 2.3 压力变送器主要性能指标.........................................15 表 4.1 M0=7.0，α=2°起动状态下试验及数值模拟的气动特性 ...............26 表 5.1 两种构型的关键气动参数 ........................................。