畢設(shè)論文報告.

1、 指導(dǎo)教師：指導(dǎo)教師： 超燃沖壓發(fā)動機(jī)支板氣體噴射熱防護(hù)計算 專業(yè)：班級：學(xué)生：學(xué)號：選題的背景及意義課題研究內(nèi)容模型建立及邊界條件設(shè)定課題研究取得的成果參考文獻(xiàn)報告內(nèi)容 選題的背景及意義 高超聲速飛行器是二十一世紀(jì)航空航天事業(yè)發(fā)展的一個主要方向,在未來的軍事、政治和經(jīng)濟(jì)文化中將發(fā)揮重要的戰(zhàn)略作用。為發(fā)展高超聲速武器,世界各航空航天大國多年來一直對高超聲速技術(shù)展開研究,并制定了各自的高超聲速研究計劃。在這些研究計劃中,作為高超聲速飛行器技術(shù)核心之一的超燃沖壓發(fā)動機(jī)(csramjet)的研究占有極其重要的地位。 超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室中支板對燃料充分燃燒起到關(guān)鍵作用。同時支板所處熱環(huán)境又很惡劣，極

2、易發(fā)生熱燒蝕。因此，支板熱防護(hù)研究尤為必要。 超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)的高溫?zé)岘h(huán)境要求對支板采用主動冷卻技術(shù)。主動冷卻技術(shù)大致分為再生冷卻和氣膜冷卻。 而對再生冷卻的研究在國內(nèi)外屢見報道，比如國內(nèi)西工大蔣勁的超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室再生冷卻研究、哈工大鮑文等人超燃沖壓發(fā)動機(jī)再生冷卻結(jié)構(gòu)的強(qiáng)化換熱優(yōu)化研究，國外A. Ulas , E. BoysanNumerical a nalysis of regenerative cooling inliquid propellant rocket engines等等，對再生冷卻進(jìn)行了較為細(xì)致的研究。 對氣膜冷卻單獨研究少之又少，北航孫冰、鄭立銘的超燃沖壓發(fā)動機(jī)支

3、板熱環(huán)境及熱防護(hù)方案對支板熱防護(hù)方案進(jìn)行對比，得出了在高超聲速馬赫數(shù)大于6下，氣體噴射冷卻效果更佳，因此在此基礎(chǔ)上詳盡分析支板熱環(huán)境深入研究氣膜冷卻具有重要意義。本課題研究的內(nèi)容 本題目應(yīng)用Fluent軟件數(shù)值模擬支板前緣熱環(huán)境和氣體噴射方案下支板前緣的流動換熱特性。 研究的主要內(nèi)容： 1. 分析 超燃沖壓發(fā)動機(jī)支板前緣高馬赫數(shù)下氣動加熱機(jī)理 2. 計算無保護(hù)下支板前緣熱環(huán)境及分析其流動換熱特性 3. 計算氣體噴射熱防護(hù)下支板前緣熱環(huán)境及分析其流動換熱 特性 4. 分析氣體噴射熱防護(hù)方案的效果模型建立及邊界條件設(shè)定 模型建立： 支板熱環(huán)境計算實體模型外形尺寸為: 選取不同楔形角（15度、20度

4、、25度），厚度10 mm，前緣圓角半徑1 mm。如下圖所示： 圖3-1 楔形角15度計算模型 圖3-2 楔形角20度計算模型 圖3-3 楔形角25度計算模型 由于模型支板長度不確定，因此將支板末端和出口連在一起，忽略了末端對支板前緣來流的影響。邊界條件設(shè)定： 本文研究的模型采用S-A湍流模型方程計算。S-A湍流模型方程是一個關(guān)于粘性系數(shù)相關(guān)量的輸運(yùn)方程，S-A湍流模型的求解可以采用和N-S主控方程相類似的方法，所以邊界條件也可以采用類似方法處理。具體的，流入邊界采用自由來流值，由初始值確定，流出邊界也采用相同的邊界條件。由于來流是可壓縮超聲速來流，因此進(jìn)出口都采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件。具體來流數(shù)

5、據(jù)如下表所示： 圖3-4 壓力遠(yuǎn)場邊界條件設(shè)定（1） 圖3-4 壓力遠(yuǎn)場邊界條件設(shè)定（2）求解器設(shè)定： 計算模型采用三角形網(wǎng)格劃分，在支板前緣處對網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，如上圖3-123所以。求解器主要有壓力基求解器和密度基求解器。在早期壓力基求解器主要用于不可壓縮及輕微可壓流動，密度基求解器則相反，起初是設(shè)計用于高速可壓縮流動。目前兩種求解器均可求解很大范圍內(nèi)的流動（從不可壓縮到高可壓縮），然而對于高速可壓縮流動情況，由于密度基求解器由于起初設(shè)計目的，因此具有比壓力基求解器更精確的優(yōu)勢（對于激波求解）。因此，本文模型計算采用密度基計算。 單元體中心處結(jié)果變量的梯度采用Green-Gauss Nod

6、e-Based方法。因為此方法適用于三角形網(wǎng)格，使結(jié)果更精確，將假擴(kuò)散現(xiàn)象最細(xì)化。其他計算，除了壓力采用標(biāo)準(zhǔn)壓力外，其余都為二階計算。具體結(jié)果方法設(shè)定如圖所示： 圖3-5 計算結(jié)果方法設(shè)定計算模型監(jiān)控如下圖所示： 圖3-6 計算模型監(jiān)控曲線課題研究及取得的成果研究方案： 首先，熟知明確自己研究的方向和內(nèi)容，為超燃沖壓發(fā)動機(jī)支板周圍熱環(huán)境分析與氣膜冷卻換熱分析。然后進(jìn)行相關(guān)文獻(xiàn)的廣泛閱讀，查看前人研究的方向內(nèi)容、運(yùn)用的方法及取得的成果，進(jìn)行詳細(xì)分析和對比。 其次，運(yùn)用Gambit進(jìn)行支板模型建立，建立適當(dāng)大小網(wǎng)格，疏密有致，便于觀察和分析。建好網(wǎng)格后，進(jìn)行模型進(jìn)口出口及壁面設(shè)定，并保存。 最后，

7、用Fluent計算，進(jìn)行邊界條件設(shè)定，數(shù)值計算，分析支板周圍流場、溫度場,得出結(jié)論。研究進(jìn)程： 2014年3月1日-3月10日 外文翻譯 2014年3月11日-3月15日 完成開題報告 2014年3月16日-5月10日 完成初稿 2014年5月10日-5月20日 中期檢查 2014年5月20日-6月15日 完成定稿 研究結(jié)果v 得出不同楔形角下的支板前緣熱環(huán)境（如圖1-6） 圖1 15度楔形角壓力場 圖2 15度楔形角溫度場 圖3 20度楔形角溫度場 圖4 20度楔形角壓力場 圖5 25度楔形角溫度場 圖6 25度楔形角壓力場v 比較不同楔形角下，壁面溫度分布（圖7所示）。選取壁面溫度低的模型

8、進(jìn)行噴氣冷卻計算分析。 圖7 不同楔形角壁面溫度分布 從圖7中可以得到結(jié)論，楔形角為25度時，壁面溫度相對較低，因此選用25度楔形角模型進(jìn)行冷卻計算（云圖如圖8、9所示）。 圖8 25度楔形角壓力分布 圖9 25度楔形角溫度分布 噴氣下25度楔形角模型壁面等溫線如圖10所示. 圖10 噴氣下25度楔形角等溫線分布 從圖上可以看出，從窄縫中噴出的冷氣，將高溫區(qū)推離支板前緣，在支板壁面處形成了一層冷氣膜，對支板起到了保護(hù)的作用。v 支板前緣冷卻方案主要有再生冷卻結(jié)構(gòu)方案、耐腐蝕材料結(jié)構(gòu)方案及噴氣冷卻結(jié)構(gòu)方案，與其他冷卻方案進(jìn)行比較，得出噴氣冷卻方案在馬赫數(shù)為6下，能夠?qū)χО迤鸬礁玫睦鋮s效果。1

9、劉桐林. 俄羅斯高超聲速技術(shù)飛行試驗計劃(一)J，飛航導(dǎo)彈，2000(4)：23-30.2 劉桐林. 俄羅斯高超聲速技術(shù)飛行試驗計劃(二)J，飛航導(dǎo)彈，2000(5)：27-30.3 占云. 高超聲速技術(shù)(HyTech)計劃J，飛航導(dǎo)彈，2003(3)：43-49.4 C. R. McClinton et al. Hyper-X Program StatusR, AIAA 2001-0828. 參考文獻(xiàn)（部分） 5 Paull, A., Alesi, H., Anderson, S. The HyShot flight program and how it wasdevelopedR, AIA

10、A 2002-4939.6 Russell R. Boyce, Sullivan Gerard, Allan Paull. The HyShot Scramjet FlightExperiment Flight Data and CFD Calculations ComparedR, AIAA 2003-7029.7 A. Lentsch et al. Air-Breathing Launch Vehicle Activities in France-The Lastand the Next 20 YearsR, AIAA 2003-6949.8 孫冰，鄭立銘，超燃沖壓發(fā)動機(jī)熱防護(hù)研究J,航空動力學(xué)報，2006.11 致 謝 首先感謝這篇論文所涉及到的各位學(xué)者。本文引用了數(shù)位學(xué)者的研究文獻(xiàn)，如果沒有各位學(xué)者的研究成果的幫助和啟發(fā)，我將很難完成本篇論文的寫作。 其次最要感謝的是我的畢設(shè)