IMECH-IR  > 高温气体动力学国家重点实验室
吸气式高超声速飞行器/发动机一体化性能优化方法研究
Alternative TitleStudy of Optimization Method for Integrated Performance of Air-breathing Hypersonic Vehicle/Scramjet
黄日富
Thesis Advisor仲峰泉
2016
Degree Grantor中国科学院大学
Place of Conferral北京
Subtype硕士
Degree Discipline流体力学
Abstract吸气式高超声速飞行器与发动机结构高度一体化,飞行器外流与发动机内流存在强耦合作用,飞行器各部件之间相互影响。同时,已有的研究表明,飞行器升阻比与发动机比冲的乘积是决定高超声速巡航飞行器性能的最关键参数。因此发展高超声速飞行器/发动机一体化性能分析与优化方法非常必要。 本文首先在前人已建立的高超声速飞行器/发动机一体化性能分析理论基础上,对飞行器头部区域流动的三维效应、舵翼三维效应、背支影响进行了物理建模,增加了反映飞行器三维效应的15个构型参数,推导了头部变宽度、舵翼、背支对气动性能影响的数学关系式,改进了原有的理论分析方法。改进后的理论分析结果与风洞实验数据对比表明:改进后的分析方法对飞行器升阻比和发动机比冲的预测精度较高,证明了理论分析方法的可靠性。 本文在改进的一体化性能分析理论的基础上,发展了基于Evol进化算法的多参数优化方法。在典型高超声速飞行条件下(马赫数6.0、高度25km、攻角4度),并且煤油为燃料、当量比固定为1.0、燃烧效率85%,分别以飞行器升阻比、发动机比冲以及两者的乘积作为优化目标,通过对飞行器/发动机主要构型参数的优化来获得优化目标的最大值,从而获得不同优化目标下飞行器/发动机的最佳构型参数。计算结果表明:仅针对单一性能指标(如飞行器升阻比或发动机比冲)进行优化,不能满足飞行器一体化性能优化的要求。只有综合考虑飞行器气动与发动机比冲性能,才能获得最优的设计参数。 其次,本文对以升阻比与比冲乘积为优化目标,优化前后的飞行器/发动机构型,分别在不同马赫数(马赫数6.0、高度25km,马赫数5.0、高度21km,马赫数4.0、高度19km),攻角4度的飞行条件下,对飞行器冷通流状态的内外壁面热载荷分布进行了评估,并初步考虑了飞行器前缘层流传热以及湍流转捩。结果显示:优化后的飞行器、发动机的壁面热载荷比优化前均有所降低。此外,通过对比不同马赫数下的壁面热流分布可知,随着马赫数提高,飞行器与发动机壁面热流将显著增大。 最后,采用数值计算方法与Realizable 湍流模型对以升阻比与比冲乘积为优化目标得到的飞行器/发动机优化后的构型进行了二维计算,并与理论分析结果进行对比分析。计算结果表明,理论分析给出的飞行器/发动机压力和热载荷分布与数值仿真结果比较吻合,这也进一步验证了理论分析方法的可靠性。 本文建立的吸气式高超声速飞行器/发动机一体化性能优化方法具有较高的优化效率,并且能够完成多参数优化。此外,对优化结果的研究表明,优化后飞行器/发动机的一体化性能相比优化前有较大提高。因此,该方法是高超声速飞行器/发动机优化设计的有力工具。 关键词: 吸气式高超声速飞行器,一体化性能,升阻比,比冲,多参数优化
Call Number31314
Language中文
Document Type学位论文
Identifierhttp://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/59420
Collection高温气体动力学国家重点实验室
Recommended Citation
GB/T 7714
黄日富. 吸气式高超声速飞行器/发动机一体化性能优化方法研究[D]. 北京. 中国科学院大学,2016.
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