畢設論文報告

1、 指導教師：指導教師： 超燃沖壓發(fā)動機支板氣體噴射熱防護計算 專業(yè)：班級：學生：學號：選題的背景及意義課題研究內容模型建立及邊界條件設定課題研究取得的成果參考文獻報告內容 選題的背景及意義 高超聲速飛行器是二十一世紀航空航天事業(yè)發(fā)展的一個主要方向,在未來的軍事、政治和經濟文化中將發(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核心之一的超燃沖壓發(fā)動機(csramjet)的研究占有極其重要的地位。 超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中支板對燃料充分燃燒起到關鍵作用。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，支板熱防護研究尤為必要。 超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內的高溫熱環(huán)境要求對支板采用主動冷卻技術。主動冷卻技術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外屢見報道，比如國內西工大蔣勁的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室再生冷卻研究、哈工大鮑文等人超燃沖壓發(fā)動機再生冷卻結構的強化換熱優(yōu)化研究，國外A. Ulas , E. BoysanNumerical a nalysis of regenerative cooling inliquid propellant rocket engines等等，對再生冷卻進行了較為細致的研究。 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)動機支

3、板熱環(huán)境及熱防護方案對支板熱防護方案進行對比，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。本課題研究的內容 本題目應用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。 研究的主要內容： 1. 分析 超燃沖壓發(fā)動機支板前緣高馬赫數(shù)下氣動加熱機理 2. 計算無保護下支板前緣熱環(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方案的效果模型建立及邊界條件設定 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于粘性系數(shù)相關量的輸運方程，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。工工 況況來流參數(shù)來流參數(shù)支板壁面支板壁面靜溫/K靜壓/Pa馬赫數(shù)650

5、610002.99絕熱、1250K由于來流是可壓縮超聲速來流，因此進出口都采用壓力遠場邊界條件。具體來流數(shù)據(jù)如下表所示： 圖3-4 壓力遠場邊界條件設定（1） 圖3-4 壓力遠場邊界條件設定（2）求解器設定： 計算模型采用三角形網格劃分，在支板前緣處對網格進行加密處理，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計目的，因此具有比壓力基求解器更精確的優(yōu)勢（對于激

6、波求解）。因此，本文模型計算采用密度基計算。 單元體中心處結果變量的梯度采用Green-Gauss Node-Based方法。因為此方法適用于三角形網格，使結果更精確，將假擴散現(xiàn)象最細化。其他計算，除了壓力采用標準壓力外，其余都為二階計算。具體結果方法設定如圖所示： 圖3-5 計算結果方法設定計算模型監(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容，為超燃沖壓發(fā)動機支板周圍熱環(huán)境分析與氣膜冷卻換熱分析。然后進行相關文獻的廣泛閱讀，查看前人研究的方向內容、運用的方法及取得的成果，進行詳細分析和對比。 其次，運用Gambit進行支板模型

7、建立，建立適當大小網格，疏密有致，便于觀察和分析。建好網格后，進行模型進口出口及壁面設定，并保存。 最后，用Fluent計算，進行邊界條件設定，數(shù)值計算，分析支板周圍流場、溫度場,得出結論。研究進程： 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

8、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進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，對支板起到了保護的作用。v 支板前緣冷卻方案主要有再生冷卻結構方案、耐腐蝕材料結構方案及噴

9、氣冷卻結構方案，與其他冷卻方案進行比較，得出噴氣冷卻方案在馬赫數(shù)為6下，能夠對支板起到更好的冷卻效果。1 劉桐林. 俄羅斯高超聲速技術飛行試驗計劃(一)J，飛航導彈，2000(4)：23-30.2 劉桐林. 俄羅斯高超聲速技術飛行試驗計劃(二)J，飛航導彈，2000(5)：27-30.3 占云. 高超聲速技術(HyTech)計劃J，飛航導彈，2003(3)：43-49.4 C. R. McClinton et al. Hyper-X Program StatusR, AIAA 2001-0828. 參考文獻（部分） 5 Paull, A., Alesi, H., Anderson, S. Th

10、e HyShot flight program and how it wasdevelopedR, AIAA 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)動機熱防護研究J,航空動力學報，2006.11 致 謝 首先感謝這篇論文所涉及到的各位學者。本文引用了數(shù)位學者的研究文獻，如果沒有各位學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