面向一体化设计的高超声速飞行器推进系统建模与性能分析

作     者：张小龙 

作者单位：南京航空航天大学 

学位级别：硕士

导师姓名：陆宇平

授予年度：2015年

学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

主      题：高超声速 推进系统建模 一体化设计 非理想气体模型 性能分析 

摘      要：高超声速飞行器各部分之间存在极强的耦合,如气动-推进耦合,气-热-弹耦合等,给飞行器的设计,分析及控制带来了很大困难。为了辅助此类飞行器的整体研究,特别是更好地完成推进系统性能估算及控制设计,需要建立相对简单的适用于早期设计及分析的推进系统模型。本文基于上述目标,建立了一种面向一体化设计的高超声速飞行器推进系统模型,并对所建模型进行了较为详尽的性能分析。本文以气流研究为基础,建立了高超声速气流模型。这个气流模型包括标准大气模型和热力学非理想气体模型,它不再把气体的比热容当作流动过程中恒定的值,而是详细研究了比热容及焓值随温度的变化情况,并因此采用新的热力学反应空间,即焓值-动能空间。在该空间下,对高超声速气流中的经典理论及模型进行了改进,包括激波、膨胀波及波的交会。在膨胀波模型中,对膨胀波束进行离散化,计算出了膨胀波内部的气流参数。该气流模型能够较为精准和快速地预测波后气流参数及多波交会的结果。在气流模型的基础上,本文进一步构建了高超声速飞行器面向一体化设计的推进系统模型。基于波的交会理论,建立了前体下表面压缩段及进气道模型;采用面积扩张且有摩擦的加热管对隔离段和燃烧室进行建模;将内喷管构建成变截面的摩擦管模型,讨论了两种计算进气道入口的空气质量流率估算方法,并通过空气质量流率和进气道内部气流流动情况完成了模型验证,进而利用理论推导和仿真模拟,对推进系统进行性能分析。此外,本文还研究了当马赫数变化时,进气道内部气流流动的变化情况;基于理想/非理想气体模型的对比,分析了推进系统内部气流参数的分布;采用动量定理估算推力,通过研究推力与飞行参数的关系,对推力性能进行了分析,并简要讨论了推力控制。