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摘要高超声速技术已经成为世界各国航空航天的重要目标，而摩擦阻力是制约高超声速技术的主要因素。本文以零攻角高超声速平板绕流为基本研究对象，运用数值模拟和控制变量的研究方法，主要研究了平板和平板抽吸的阻力特性，旨在为高超声速进气道与高超声速飞行器减阻设计思路提供初步方案。具体开展了马赫数变化和 90 单抽吸孔孔径、孔深孔径比、开孔位置对于阻力特性的影响的研究，提出了斜单抽吸孔的设计方案。通过研究发现，随马赫数的升高，阻力也随之增加，但是增加幅度减缓；加入抽吸孔之后，可以达到平板绕流减阻的目的；平板绕流的减阻效果应该是抽吸孔流量和抽吸孔引起的结构变化所共同作用的结果；斜单抽吸孔的减阻效果要优于 90 单抽吸孔。28644
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毕业论文关键词 高超声速 平板绕流 边界层抽吸 单抽吸孔
Title The drag property of hypersonic flow over a flat plate
Abstract Hypersonic technology has been an important goal in aviation and aerospace in theworld, but skin friction is a main factor that constrains their development. Inthe paper, the drag property of flat plate and bleed holes plate of hypersonicflow over a flat plate is investigated under zero angle of attack, by utilizingnumerical simulation and control variates, aiming at providing preliminary schemesfor drag reduction of hypersonic inlet and hypersonic flight vehicle. The influenceof drag property is concretely studied from variational mach number and thediameter, aspect ratio and position of 90-degree single bleed hole, and put forwarda schemes of oblique single bleed hole. It is found that: skin friction increasesas mach number rises, but the increasing range slows down; there is a bleed holethat can achieve the skin friction reduction of hypersonic flow over a flat plate;the effect of skin friction reduction is the result of the synergy of rate of flowthrough the bleed hole and structural changes induced by bleed; the skin frictionreduction of oblique single bleed hole is better than the 90-degree single bleed.
Keywords hypersonic flow flow over flat plate boundary layer bleed singlebleed hole
目 次
1 引言（或绪论） 1
1.1 问题提出 1
1.2 高超声速平板绕流阻力特性的研究现状 2
1.3 平板边界层抽吸的研究现状 2
1.4 本文研究内容 3
1.4.1 本文主要研究内容 4
1.4.2 研究方法和思路 4
1.4.3 本文创新点 4
2 基本方程和数值计算 5
2.1 可压缩平板边界层 5
2.1.1 气体动力学基本方程 5
2.1.2 可压缩边界层流动基本方程 5
2.2 数值计算 6
2.2.1 控制方程 7
2.2.2 湍流模型与近壁处理 8
2.2.3 边界条件 8
3 高马赫数对平板绕流阻力的影响 10
3.1 平板绕流计算模型 10
3.2 不同马赫数下的平板绕流阻力系数 10
3.2.1 数值方法校验 10
3.2.2 高马赫数对阻力系数的影响 11
3.3 本章小结 12
4 90°单抽吸孔的数值模拟 13
4.1 平板抽吸计算模型 13
4.2 孔深与孔径比对阻力特性影响 13
4.3 开孔位置对阻力特性影响 18
4.4 本章小结 20
5 斜单抽吸孔的数值模拟 21
5.1 斜抽吸孔计算模型 21
5.2 斜抽吸孔对阻力特性的影响 22
5.3 本章小结 23
1 引言（或绪论）1.1 问题提出气体流动马赫数大于5，为高超声速流，而飞行马赫数大于5 的飞行器称为高超声速飞行器。20 世纪 80 年代初，美、苏、英、法、德、日等国都把探索与发展高超声速技术作为航空航天发展的重要目标[1]。美国空军相继开展了 Hyper-X 和 HyTech 等计划，成功试飞了X-43A(图 1.1)高超声速试验机。此外，俄罗斯航天局以及德国航空航天研究院等也在高超声速飞行器上进行了大量的研究试验。在军事应用上，高超声速飞行器飞行速度很快，飞行高度灵活，飞行轨迹难以预测，具有极强的突防能力。在民用前景上，开展高空高速飞行器，便于实现天地资源的往返运输，有利于开展空间资源的高效利用，并且具有较高的商业价值。目前，高温气体效应、放热隔热原理、发动机综合性能等难题限制了高超声飞行器进一步提高性能。而且要实现高超声速飞行器自加速、带动力水平着落、可重复使用等功能，必须采用多种发动机的组合循环动力系统[2]，它可以实现多种不同类型的发动机有机结合，充分发挥不同类型发动机的优点。当前组合循环发动机主要有火箭基组合循环(RBCC)发动机、涡轮基组合循环发动机（TBCC）以及基于爆震的组合循环动力系统这三种，图 1.2 为典型RBCC 发动机示意图。RBCC 作为最有潜力的动力方案之一，具有广泛的军事和民用航天应用前景。但在 RBCC 发动机中，引射火箭和引射模态的问题最多也最为复杂。进气道做为吸气式发动机的重要组成部分，其作用是在损失尽可能小的情况下，对气流减速增压，为燃烧室提供合适的速度场。因此，进气道设计的优劣直接影响着飞行器的正常运行。对于高超声速飞行器，进气道入口处边界层较厚，在流场内斜激波的作用下极易发生边界层分离。边界层分离会使得进气道实际进口面积减小，阻力增加，流动动量损失，甚至发动机无法正常工作[3]。这些都是高超声速飞行器设计中需要考虑的问题。