航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2007年
1期
78-83
,共6页
航空航天推进系统%轴对称进气道%定几何混压式进气道%数值仿真%内流场
航空航天推進繫統%軸對稱進氣道%定幾何混壓式進氣道%數值倣真%內流場
항공항천추진계통%축대칭진기도%정궤하혼압식진기도%수치방진%내류장
针对一种马赫数为4一级的定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞试验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性.利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布,并对Ma=4下稳定亚临界状态进行了分析.研究结果表明:①超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;②迎角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随之下降;③随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;④通道内的静压分布曲线清晰地反映了内通道沿程激波系情况;⑤在大于贴口马赫数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道,从而存在稳定的亚临界状态.
針對一種馬赫數為4一級的定幾何混壓式超聲速軸對稱進氣道進行瞭數值倣真研究,併和風洞試驗結果進行對照,驗證瞭本文所採用計算方法的可靠性.利用CFD方法穫得瞭進氣道激波繫分佈、內通道流場分佈和沿程靜壓分佈,併對Ma=4下穩定亞臨界狀態進行瞭分析.研究結果錶明:①超臨界狀態下,隨著進氣道齣口反壓的提高,結尾激波繫嚮喉道方嚮移動,結尾激波損失減小,總壓恢複繫數提高;②迎角的增加對進氣道的迎風側和揹風側影響增大,結尾激波繫由對稱分佈嚮一邊傾斜的趨勢增大,揹風側的承受反壓能力下降,總壓恢複繫數隨之下降;③隨著來流馬赫數的增加,激波損失加大,總壓恢複繫數隨之下降,同時由于激波角變小,激波也越靠近外脣罩,溢流減小,流量繫數增大,在激波貼口後流量繫數基本保持不變;④通道內的靜壓分佈麯線清晰地反映瞭內通道沿程激波繫情況;⑤在大于貼口馬赫數工作時,結尾激波繫被推齣脣口的情況下,由于滑流層作用齣現一箇類似外壓縮式的氣動通道,從而存在穩定的亞臨界狀態.
침대일충마혁수위4일급적정궤하혼압식초성속축대칭진기도진행료수치방진연구,병화풍동시험결과진행대조,험증료본문소채용계산방법적가고성.이용CFD방법획득료진기도격파계분포、내통도류장분포화연정정압분포,병대Ma=4하은정아림계상태진행료분석.연구결과표명:①초림계상태하,수착진기도출구반압적제고,결미격파계향후도방향이동,결미격파손실감소,총압회복계수제고;②영각적증가대진기도적영풍측화배풍측영향증대,결미격파계유대칭분포향일변경사적추세증대,배풍측적승수반압능력하강,총압회복계수수지하강;③수착래류마혁수적증가,격파손실가대,총압회복계수수지하강,동시유우격파각변소,격파야월고근외진조,일류감소,류량계수증대,재격파첩구후류량계수기본보지불변;④통도내적정압분포곡선청석지반영료내통도연정격파계정황;⑤재대우첩구마혁수공작시,결미격파계피추출진구적정황하,유우활류층작용출현일개유사외압축식적기동통도,종이존재은정적아림계상태.
