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臺灣博碩士論文加值系統

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研究生:林亮均
研究生(外文):LIN,LIANG-CHUN
論文名稱:機首側緣角模擬分析
論文名稱(外文):A CFD Analysis of a Chine-Shaped Forebody
指導教授:方俊方俊引用關係
指導教授(外文):Fang,Jun
口試委員:陳啟川管衍德
口試委員(外文):CHEN,CHI-CHUANGUAN,YAN-DE
口試日期:2022-05-18
學位類別:碩士
校院名稱:逢甲大學
系所名稱:智能製造與工程管理碩士在職學位學程
學門:工程學門
學類:機械工程學類
論文種類:學術論文
論文出版年:2022
畢業學年度:110
語文別:中文
論文頁數:40
中文關鍵詞:機首參數化設計F-35 戰鬥機DSI 進氣道超音速進氣道
外文關鍵詞:Parametric designF-35 fighterDSISupersonic Inlet
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  良好的機首設計為戰機提供更少的阻力與更高的穩定性,然而根據推進系統的配置,機首的氣動力外形也影響著進氣道的性能。本研究將藉由機首側緣(chine line)角度參數化,對其流場進行模擬分析,探討在高馬赫數下機首側緣的變化對進氣性能的影響。
  以計算流體力學軟體(CFD)作為主要的研究工具,計算中採用有限體積對 Navier-Stokes 方程式求解,進行數值模擬驗證。探討機首側緣產生的流場特性,對無邊界層隔道的超音速進氣道的影響,以進氣道總壓恢復係數之間的變化關係作為參考指標。
  從模擬結果我們可以得到以下結論,機首側緣角度與來流夾角越大,流體翻越側緣時的幅度也越大,便會產生來流偏轉量較大的速度向量夾角,此時進口流場較不均勻。另一方面,進氣性能與進口時的速度向量夾角有關,進口前的流體若能平均分布在鼓包表面,流進進氣道內部的流線明顯較為勻順,總壓恢復係數損失越少。
  本研究認為機首側緣角度變化所產生的流場具有可預測性,研究結果能提供機首氣動力外形與進氣道性能在配合設計時有更多參考依據。
  The excellent forebody design provides low drag and high stability for the fighter. However, according to the configuration of the propulsion system, the aerodynamic configuration of the forebody also effects the performance of the intake. In this study, the flow field is analyzed by parameterizing the chine line angle. It will research the influence of the variation of the forebody side edge on the intake performance at high Mach number.
  In this study, computational fluid dynamics software is used as the main research tool. In terms of numerical simulation, the finite volume method is used to solve the Navier-Stokes equation. It will research the influence of the flow field characteristics produced by the side edge of the nose for diverterless supersonic inlet, and the pressure recovery coefficient of the cowling is mainly used as a reference index.
  The results showed that the larger angle between the side edge of the forebody and the approach flow, it will produce the larger amplitude of the fluid when it crosses the side edge. At the same time, it will be the large angle of the velocity vector. On the other hand, the air intake performance is related to the angle of the velocity vector at the inlet. If forward air intake can evenly distributed on the bump, the streamline flowing into the air intake will be more uniform. It will be effective of the loss of the total pressure coefficient.
  The research thought that the flow field produced by the change of the angle of the forebody side edge is predictable, and it can provide more reference for the aerodynamic design of the forebody.

第一章、前言 1
1.1 研究動機與目的 1
1.2 研究方法 3
1.3 研究流程 5
第二章、文獻回顧 6
第三章、基礎理論介紹 9
3.1 問題假設 9
3.2 總壓恢復係數 9
3.3 統御方程式 9
第四章、數值計算方法 12
4.1 物理模型 12
4.1.1 機首 12
4.1.2 進氣道 12
4.1.3 鼓包(Bump) 13
4.1.4 進氣罩 13
4.1.5 喉部面積 14
4.1.6 幾何外形總覽 15
4.2 計算網格 16
4.3 邊界條件 16
第五章、模擬結果與討論 19
5.1 模擬驗證 23
5.1.1 錐形鼓包作用 23
5.1.2 進口流場均勻度 23
第六章、總結 28
參考文獻 30
附錄 31
[1]Dhanvada M. Rao and Gautam Sharma. (1994). Side-Force Control on a Diamond Forebody at High Angles of Attack, ViGYAN Inc.
[2]David G.Parsons、Austin G.Eckstein and Jeff J.Azevedo.(2018).F-35 Aerodynamic Performance Verification,Lockheed Martin Aeronautics Company.
[3]Ermina Begovic & C. Bertorello. (2012). Resistance assessment of warped hullform, Ocean Engineering.
[4]Eiman B Saheby、Xing Shen and Anthony P Hays(2019). Design and performance study of a parametric diverterless supersonic inlet.,Journal of Aerospace Engineering.
[5]R. Ravi and William H. Mason. (1994).Chine-shaped forebody effects on directional stability at high-alpha, Virginia Polytechnic Institute and State University.
[6]方寶瑞 編著 (1997)。《飛機氣動佈局設計》,航空工業出版社出版。
[7]王娇 (2016),Bump进气道內激波/边界层干扰特性研究,南京航空航天大學 能源與動力學院 碩士學位論文。
[8]陈浩、袁先旭、毕林、华如豪、司芳芳、唐志共、傅亚陆 (2021),不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究,空氣動力研究與發展中心 空氣動力學報(ACTA AERODYNAMICA SINICA)。
[9]翁健洲、陳傳昇、詹雅勳、田崇佑 (2021),無隔道超音速進氣道(DSI)之性能分析,中華民國航太學會學術研討會。

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