鼻锥钝化轴对称高超声速进气道流动特性研究的开题报告

鼻锥钝化轴对称高超声速进气道流动特性研究的开题报告一、研究背景高超声速飞行器作为一种高速、高能量的交通工具，已经成为了航空航天研究的热点。在高超声速飞行过程中，进气道是其最为关键的组成部分之一，直接影响着飞行器的性能和稳定性。因此，进气道的设计和研究成为了高超声速飞行器研究的重要研究内容。然而，在实际的高超声速进气道研究中，存在着多种不同的风险和挑战。其中最为突出的一个问题就是由于入口处的高速气流，进气道内壁面会受到巨大的气动热负荷，导致进气道壁面温度快速上升，从而影响进气道的性能和耐久性。因此，如何在设计进气道的时候有效地减少气动热负荷成为进气道设计中的一大难题。为了解决这一难题，一种新型的进气道设计方案被提出，即采用鼻锥钝化轴对称的设计方案。这种设计方案通过减缓入口处的气流速度，降低壁面气动热负荷，提高进气道的性能和耐久性。因此，我们有必要对这种设计方案进行深入的研究和探究。二、研究目的本研究旨在通过数值模拟和实验实测的方法，探究鼻锥钝化轴对称设计方案对高超声速进气道流动特性的影响。具体的研究目标包括：1.分析鼻锥钝化轴对称进气道的流场分布特性、气动性能、气动热负荷等关键参数，并与传统设计方案进行对比分析。2.在实验室中建立鼻锥钝化轴对称进气道的物理模型，利用高速相机等实验手段对进气道内部的流动情况进行实时观测和记录，获取实验数据。3.通过模拟和实验数据的对比分析，得出鼻锥钝化轴对称设计方案相对于传统设计方案的优劣之处，并提出相应的优化建议。三、研究方法本研究将采用数值模拟和实验实测的方法对鼻锥钝化轴对称进气道的流动特性进行分析研究。1.数值模拟方法采用计算流体力学（CFD）软件，对鼻锥钝化轴对称进气道的流场分布特性、气动性能、气动热负荷等关键参数进行分析。2.实验实测方法在实验室中建立鼻锥钝化轴对称进气道的物理模型，并利用高速相机等实验手段对进气道内部的流动情况进行实时观测和记录，获取实验数据。同时，借助于流场可视化技术，对流动情况进行更加直观的观测。四、研究意义本研究将深入探究鼻锥钝化轴对称设计方案对高超声速进气道流动特性的影响，对高超声速飞行器的研究和发展具有深远的意义。其中主要包括：1.对高超声速进气道设计的关键技术进行深入探究，提高进气道的性能和耐久性。2.提高高超声速飞行器的综合性能，增加其在军事、民用领域的应用范围。3.为中国国防科技进步和国家空天事业的发展做出积极贡献。五、研究计划1.时间安排本研究计划从2022年9月开始，预计研究期为3年。2.研究内容和任务（1）第一年9月～第二年3月确定研究方法，搜集相关文献资料，完成初步理论研究，并制定研究规划。（2）第二年4月～第二年9月建立数值模拟模型，进行计算流体力学分析，得出流场分布特性、气动性能、气动热负荷等数据。（3）第二年10月～第三年3月在实验室建立物理模型，设计和搭建实验装置，进行实验测量，获得实验数据，并利用流场可视化技术进一步验证数值模拟结果。（4）第三年4月～第三年8月综合分析数值模拟和实验数据，得出鼻锥钝化轴对称设计方案相对于传统设计方案的优劣之处，并提出相应的优化建议。3.预期成果本研究将主要取得以下成果：（1）得出鼻锥钝化轴对称设计方案相对于传统设计方案的优劣之处，并提出相应的优化建议。（2）在高超声速进气道设计中探索新的设计方案，提高进气道的性