随着超音速飞行器的发展,人们对进气道设计提出了更高的要求。为了提高发动机推重比,提升飞行器性能,逐渐采用薄壁弹性结构设计进气道。这使得进气道薄壁弹性壁板流固耦合问题日益突出。但传统的进气道刚性设计方法不适合描述这类现象。因而需要采用流固耦合方法分析弹性进气道流固耦合问题。目前,关于超音速进气道流固耦合作用的研究报道较少。已有的研究多涉及耦合作用进入静止状态的情形,而关于激波大幅振荡引起的流固耦合作用研究则鲜有报道。基于上述背景,本文采用流固耦合方法,研究了超音速进气道内激波-边界层作用引起的非定常流动与弹性壁板非线性振动之间的耦合作用。鉴于多物理场分析的复杂性,论文根据由浅入深的原则,首先将进气道流固耦合问题分解为三个独立问题:非定常流动问题,非线性振动问题和流固耦合算法问题,并针对简化研究对象,对这三个问题分别研究。在此基础上,以某冲压发动机进气道为对象,研究激波-边界层作用引起的非定常流动和弹性壁板非线性振动之间的耦合问题。最后,通过试验方法研究某冲压发动机进气道内非定常流动现象,验证本文仿真建模方法。本文相关研究工作如下:一、建立了描述进气道内激波-边界层作用的跨音速流动模型,提出了通过修正入口湍流参数来提高激波-边界层作用求解精度的方法和通过背压扰动触发来提高激波-边界层作用自激振荡求解速度的方法,研究了湍流模型、入口湍流参数和出口背压扰动对简化进气道内稳态流动和非定常流动的影响。研究表明,修正入口湍流参数后的标准k-ω湍流模型能准确地描述稳态激波-边界层作用稳态流动和非定常流动。而背压扰动则通过非线性“频率捕捉”现象影响进气道内流动。并且,激波振荡现象对进气道壁面形成复杂激励,包括振荡区域内的行波激励和其下游区域的简谐激励。二、基于冯·卡门几何非线性理论,建立了描述进气道弹性壁板非线性振动的有限元模型,分析了弹性壁板在简谐激励、行波激励和实际激波振荡激励作用下的非线性振动响应。研究表明,冯·卡门几何非线性会引起进气道弹性壁板振动响应出现非线性“跳跃”现象,导致振动响应存在双重解区域,使得振动状态取决于激励加载历史。另外,非线性“跳跃”还可能导致激励频率轻微变化时壁板振动响应大幅增加,不利于进气道弹性壁板振动控制。但通过降低激励幅值的方式可以有效削弱非线性“跳跃”,而增加壁板阻尼则可以抑制非线性“跳跃”。三、建立了描述进气道非定常流动与弹性壁板非线性振动之间耦合作用的分区流固耦合模型,提出了具有自适应变时间步长特征的流固耦合算法,并对比了三种自适应准则对耦合结果的影响。结果表明,采用流固耦合界面振动速度自适应准则时,自适应变时间步长耦合算法能够在保证分析精度的前提下,提高分区流固耦合求解速度。四、基于前述三类数值模型和分析方法,研究了某亚燃冲压发动机二元矩形进气道内非定常流动现象,及其与弹性壁板振动之间的耦合作用。研究表明,激波-边界层作用自激振荡和背压扰动引起的流固耦合状态并不相同。当进气道出口背压恒定时,流固耦合状态受是否发生激波-边界层作用自激振荡现象影响:在不发生自激振荡现象时,进气道流固耦合作用进入静平衡状态;而发生自激振荡现象时,流固耦合作用还受壁板阻尼影响。其中,无壁板阻尼或阻尼较小时,流固耦合作用为颤振状态;而较大阻尼时为静平衡状态。当进气道出口存在背压扰动时,弹性壁板流固耦合振动只存在受扰动状态。通过增加弹性壁板阻尼和降低背压扰动幅值的方式可以有效削弱此时的壁板振动幅值和激波振荡幅值。五、针对某亚燃冲压发动机二元矩形进气道模型,进行了进气道压力脉动试验研究,分析了来流马赫数、攻角和出口背压对进气道内流动的影响,部分验证了本文流动建模方法和分析过程。其中,进气道临界压比仿真结果与试验结果吻合;而超临界工况下进气道压力脉动频率仿真结果与试验结果基本吻合,压力脉动幅值结果存在一定误差。综上所述,本文基于数值仿真和试验方法,研究了冲压发动机进气道内非定常流动与弹性壁板非线性振动之间的耦合作用;建立了进气道流动模型、非线性振动模型和流固耦合模型;分析了各类因素对进气道非定常流动及其流固耦合作用的影响规律。本研究可对先进超音速飞行器进气道弹性设计提供技术参考。