高超声速进气道气膜冷却数值研究

论文摘要

高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分,其严重的气动热是进气道初步设计中需要攻克的关键技术问题之一。主动式气膜冷却被认为是高超声速飞行器表面的一种理想热防护措施之一,因此研究与之相关的流动规律与传热特性对有效地保护进气道、指导进气道设计有着重要的意义。本文以德国亚琛工业大学激波风洞实验室对进气道简化的实验模型和实验数据为依据进行数值计算,并对冷却气体质量流量和影响冷却效率的主要参数开展了系统的研究,进而对高超声速进气道气膜冷却流场的特性和影响因素进行分析。经与实验结果对比,模拟值与实验值较为接近,结果可信。通过对吹风比、狭缝宽度、吹风角度、冷却工质与主流的比热比、主流单位雷诺数、行程长度、主流马赫数及温度等因素对冷却效率的影响进行研究后,总结出：在高超声速层流中气膜冷却对减少机体热负荷是很有效的方法,且所需要的冷却气体质量流量较少；在本文的研究范围内,当其他参数不变时,冷却效率分别随着吹风比、狭缝宽度、主流单位雷诺数、行程长度、主流马赫数及温度的增加而增大,随着与缝口中心处距离、冷却工质与主流的比热比的增加冷却效率降低；当吹风比较低(F<0.065)时,随着吹风角度的增加冷却效率不变,而当吹风比较高(0.065<F<0.13)时,随着吹风角度的增加冷却效率增大；对于双排缝槽,小吹风比条件下双排缝槽结构与大吹风比单排缝槽结构的冷却效率相当。

论文目录

• 摘要
• Abstract
• 第1章 绪论
• 1.1 课题的研究背景及意义
• 1.1.1 课题的研究背景
• 1.1.2 气膜冷却概念及应用
• 1.2 国内外研究概况
• 1.2.1 国内外实验研究现状及方法
• 1.2.2 国内外数值研究现状及方法
• 1.3 论文研究的主要内容及安排
• 第2章 计算方法及基本理论
• 2.1 流场数值计算方法
• 2.1.1 控制方程
• 2.1.2 有限体积方法
• 2.1.3 通量差分格式
• 2.1.4 数值迭代方法
• 2.2 高速边界层传热的基本形式
• 2.3 可压缩层流边界层
• 2.3.1 可压缩层流边界层传热分析
• 2.3.2 可压缩层流边界层相似解
• 2.3.3 可压缩层流边界层的稳定性
• 2.4 气膜冷却基本理论及能量平衡控制容积方法
• 2.4.1 气膜冷却基本理论
• 2.4.2 气膜冷却能量平衡控制容积方法
• 2.5 本章小结
• 第3章 模型介绍及数值方法验证
• 3.1 实验模型及主流参数设置
• 3.2 计算的数学模型和边界条件
• 3.3 边界层外缘条件确定
• 3.4 网格无关性验证
• 3.5 计算结果验证性分析
• 3.6 本章小结
• 第4章 气膜冷却数值研究
• 4.1 层流气膜冷却机理
• 4.2 实验模型及冷却气体参数设置
• 4.3 计算的数学模型和网格
• 4.4 计算结果与分析
• 4.4.1 二次流注入对流场的影响
• 4.4.2 典型的热流分布
• 4.4.3 吹风比的影响
• 4.4.4 狭缝宽度的影响
• 4.4.5 吹风角度的影响
• 4.4.6 冷却工质与主流比热比的影响
• 4.4.7 雷诺数的影响
• 4.4.8 来流状态的影响
• 4.4.9 双排缝槽热流分布
• 4.5 本章小结
• 结论
• 参考文献
• 攻读硕士学位期间发表的论文和取得的科研成果
• 致谢