火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2009年
6期
5-8,13
,共5页
进气道%抽吸%非定常%数值模拟
進氣道%抽吸%非定常%數值模擬
진기도%추흡%비정상%수치모의
研究了在来流马赫数振荡状态下带抽吸槽的二维混压式超音速进气道的气动特性,通过给定非定常边界条件,对飞行马赫数为2.2、振荡马赫数幅值为0.154的进气道非定常流场进行了数值模拟.与定常条件下数值模拟结果进行对比,结果显示非定常流场与定常流场有较大差异.在振荡状态下,进气道的性能发生周期性变化,存在一个椭圆形或类似椭圆形的迟滞回路.
研究瞭在來流馬赫數振盪狀態下帶抽吸槽的二維混壓式超音速進氣道的氣動特性,通過給定非定常邊界條件,對飛行馬赫數為2.2、振盪馬赫數幅值為0.154的進氣道非定常流場進行瞭數值模擬.與定常條件下數值模擬結果進行對比,結果顯示非定常流場與定常流場有較大差異.在振盪狀態下,進氣道的性能髮生週期性變化,存在一箇橢圓形或類似橢圓形的遲滯迴路.
연구료재래류마혁수진탕상태하대추흡조적이유혼압식초음속진기도적기동특성,통과급정비정상변계조건,대비행마혁수위2.2、진탕마혁수폭치위0.154적진기도비정상류장진행료수치모의.여정상조건하수치모의결과진행대비,결과현시비정상류장여정상류장유교대차이.재진탕상태하,진기도적성능발생주기성변화,존재일개타원형혹유사타원형적지체회로.
