毕设论文报告课件

指导教师：

超燃冲压发动机支板气体喷射热防护计算专业：班级：学生：学号：毕设论文报告选题的背景及意义课题研究内容模型建立及边界条件设定课题研究取得的成果参考文献报告内容毕设论文报告

选题的背景及意义

高超声速飞行器是二十一世纪航空航天事业发展的一个主要方向,在未来的军事、政治和经济文化中将发挥重要的战略作用。为发展高超声速武器,世界各航空航天大国多年来一直对高超声速技术展开研究,并制定了各自的高超声速研究计划。在这些研究计划中,作为高超声速飞行器技术核心之一的超燃冲压发动机(csramjet)的研究占有极其重要的地位。超燃冲压发动机燃烧室中支板对燃料充分燃烧起到关键作用。同时支板所处热环境又很恶劣，极易发生热烧蚀。因此，支板热防护研究尤为必要。超燃冲压发动机燃烧室内的高温热环境要求对支板采用主动冷却技术。主动冷却技术大致分为再生冷却和气膜冷却。返回毕设论文报告

而对再生冷却的研究在国内外屡见报道，比如国内西工大蒋劲的《超燃冲压发动机燃烧室再生冷却研究》、哈工大鲍文等人《超燃冲压发动机再生冷却结构的强化换热优化研究》，国外A.Ulas,E.Boysan《Numericalanalysisofregenerativecoolinginliquidpropellantrocketengines》等等，对再生冷却进行了较为细致的研究。对气膜冷却单独研究少之又少，北航孙冰、郑立铭的《超燃冲压发动机支板热环境及热防护方案》对支板热防护方案进行对比，得出了在高超声速马赫数大于6下，气体喷射冷却效果更佳，因此在此基础上详尽分析支板热环境深入研究气膜冷却具有重要意义。返回毕设论文报告本课题研究的内容

本题目应用Fluent软件数值模拟支板前缘热环境和气体喷射方案下支板前缘的流动换热特性。

研究的主要内容：1.分析超燃冲压发动机支板前缘高马赫数下气动加热机理2.计算无保护下支板前缘热环境及分析其流动换热特性3.

计算气体喷射热防护下支板前缘热环境及分析其流动换热特性

4.分析气体喷射热防护方案的效果返回毕设论文报告模型建立及边界条件设定

模型建立：支板热环境计算实体模型外形尺寸为:选取不同楔形角（15度、20度、25度），厚度10mm，前缘圆角半径1mm。如下图所示：

图3-1楔形角15度计算模型

图3-2楔形角20度计算模型返回毕设论文报告

图3-3楔形角25度计算模型

由于模型支板长度不确定，因此将支板末端和出口连在一起，忽略了末端对支板前缘来流的影响。边界条件设定：

本文研究的模型采用S-A湍流模型方程计算。S-A湍流模型方程是一个关于粘性系数相关量的输运方程，S-A湍流模型的求解可以采用和N-S主控方程相类似的方法，所以边界条件也可以采用类似方法处理。具体的，流入边界采用自由来流值，由初始值确定，流出边界也采用相同的边界条件。返回毕设论文报告工况来流参数支板壁面Ⅰ静温/K静压/Pa马赫数650610002.99绝热、1250K表3.1边界条件数据压力远场边界条件需要设定静压、马赫数及静温。如图所示：返回由于来流是可压缩超声速来流，因此进出口都采用压力远场边界条件。具体来流数据如下表所示：毕设论文报告

图3-4压力远场边界条件设定（1）

图3-4压力远场边界条件设定（2）求解器设定：

计算模型采用三角形网格划分，在支板前缘处对网格进行加密处理，如上图3-1[2][3]所以。求解器主要有压力基求解器和密度基求解器。在早期压力基求解器主要用于不可压缩及轻微可压流动，密度基求解器则相反，起初是设计用于高速可压缩流动。目前两种求解器均可求解很大范围内的流动（从不可压缩到高可压缩），然而对于高速可压缩流动情况，由于密度基求解器由于起初设计目的，因此具有比压力基求解器更精确的优势（对于激波求解）。因此，本文模型计算采用密度基计算。返回毕设论文报告

单元体中心处结果变量的梯度采用Green-GaussNode-Based方法。因为此方法适用于三角形网格，使结果更精确，将假扩散现象最细化。其他计算，除了压力采用标准压力外，其余都为二阶计算。具体结果方法设定如图所示：

图3-5计算结果方法设定返回毕设论文报告计算模型监控如下图所示：

图3-6计算模型监控曲线返回毕设论文报告课题研究及取得的成果研究方案：

首先，熟知明确自己研究的方向和内容，为超燃冲压发动机支板周围热环境分析与气膜冷却换热分析。然后进行相关文献的广泛阅读，查看前人研究的方向内容、运用的方法及取得的成果，进行详细分析和对比。其次，运用Gambit进行支板模型建立，建立适当大小网格，疏密有致，便于观察和分析。建好网格后，进行模型进口出口及壁面设定，并保存。最后，用Fluent计算，进行边界条件设定，数值计算，分析支板周围流场、温度场,得出结论。研究进程：2014年3月1日--3月10日外文翻译2014年3月11日--3月15日完成《开题报告》2014年3月16日--5月10日完成初稿2014年5月10日--5月20日中期检查2014年5月20日--6月15日完成定稿返回毕设论文报告

研究结果得出不同楔形角下的支板前缘热环境（如图1-6）

图115度楔形角压力场

图215度楔形角温度场

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图320度楔形角温度场

图420度楔形角压力场返回毕设论文报告

图525度楔形角温度场

图625度楔形角压力场返回毕设论文报告比较不同楔形角下，壁面温度分布（图7所示）。选取壁面温度低的模型进行喷气冷却计算分析。

图7不同楔形角壁面温度分布

返回毕设论文报告从图7中可以得到结论，楔形角为25度时，壁面温度相对较低，因此选用25度楔形角模型进行冷却计算（云图如图8、9所示）。

图825度楔形角压力分布

图925度楔形角温度分布

返回毕设论文报告喷气下25度楔形角模型壁面等温线如图10所示.

图10喷气下25度楔形角等温线分布

从图上可以看出，从窄缝中喷出的冷气，将高温区推离支板前缘，在支板壁面处形成了一层冷气膜，对支板起到了保护的作用。返回毕设论文报告支板前缘冷却方案主要有再生冷却结构方案、耐腐蚀材料结构方案及喷气冷却结构方案，与其他冷却方案进行比较，得出喷气冷却方案在马赫数为6下，能够对支板起到更好的冷却效果。返回毕设论文报告[1]刘桐林.俄罗斯高超声速技术飞行试验计划(一)[J]，飞航导弹，2000(4)：23-30.[2]刘桐林.俄罗斯高超声速技术飞行试验计划(二)[J]，飞航导弹，2000(5)：27-30.[3]占云.高超声速技术(HyTech)计划[J]，飞航导弹，2003(3)：43-49.[4]C.R.McClintonetal.Hyper-XProgramStatus[R],AIAA2001-0828.

参考文献（部分）

返回毕设论文报告[5]Paull,A.,Alesi,H.,Anderson,S..TheHyShotflightprogramandhowitwasdeveloped[R],AIAA2002-4939.[6]RussellR.Boyce,SullivanGerard,AllanPaull.TheHyShotScramjetFlightExperimentFlightDataandCFDCalculationsCompared[R],AIAA2003-7029.[7]A.Lentschetal.Air-BreathingLaunchVehicleActivitiesinFrance-TheLastandtheNext20Years[R],AIAA2003-6949.[8]孙冰，郑立铭，超燃冲压发动机热防护研究[J],航空动力学报，2006.11返回毕设论文报告

致谢

首先感谢这篇论文所涉及到的各位学者。本文引用了数位学者的研究