哈尔滨工程大学学报
哈爾濱工程大學學報
합이빈공정대학학보
JOURNAL OF HARBIN ENGINEERING UNIVERSITY
2007年
11期
1206-1212
,共7页
超燃冲压发动机%进气道%反压%边界层%干扰%分离
超燃遲壓髮動機%進氣道%反壓%邊界層%榦擾%分離
초연충압발동궤%진기도%반압%변계층%간우%분리
外界存在多种因素引起隔离段反压增加,将直接影响到进气道内波系的结构和强度,进而影响到因激波诱导而分离的边界层情况.在设计状态下,建立二维的进气道模型,运用RSM湍流模型,对单个超燃冲压发动机进气道隔离段内复杂流场进行数值模拟.得到对应不同反压时,超燃冲压发动机进气道的激波与边界层相互作用情况.研究发现,反压为0时,隔离段内分离区较大,出口马赫数较低,尾部波系较弱,为燃烧室稳定燃烧提供有利条件.随着反压的增加,即使总压恢复系数有所增加,但隔离段尾部的气流稳定性降低.因此,要合理调节隔离段反压大小,以便更好地协调总压损失和尾部气流稳定性的矛盾,对于进气道工作最优化的控制起到一定的参考作用.
外界存在多種因素引起隔離段反壓增加,將直接影響到進氣道內波繫的結構和彊度,進而影響到因激波誘導而分離的邊界層情況.在設計狀態下,建立二維的進氣道模型,運用RSM湍流模型,對單箇超燃遲壓髮動機進氣道隔離段內複雜流場進行數值模擬.得到對應不同反壓時,超燃遲壓髮動機進氣道的激波與邊界層相互作用情況.研究髮現,反壓為0時,隔離段內分離區較大,齣口馬赫數較低,尾部波繫較弱,為燃燒室穩定燃燒提供有利條件.隨著反壓的增加,即使總壓恢複繫數有所增加,但隔離段尾部的氣流穩定性降低.因此,要閤理調節隔離段反壓大小,以便更好地協調總壓損失和尾部氣流穩定性的矛盾,對于進氣道工作最優化的控製起到一定的參攷作用.
외계존재다충인소인기격리단반압증가,장직접영향도진기도내파계적결구화강도,진이영향도인격파유도이분리적변계층정황.재설계상태하,건립이유적진기도모형,운용RSM단류모형,대단개초연충압발동궤진기도격리단내복잡류장진행수치모의.득도대응불동반압시,초연충압발동궤진기도적격파여변계층상호작용정황.연구발현,반압위0시,격리단내분리구교대,출구마혁수교저,미부파계교약,위연소실은정연소제공유리조건.수착반압적증가,즉사총압회복계수유소증가,단격리단미부적기류은정성강저.인차,요합리조절격리단반압대소,이편경호지협조총압손실화미부기류은정성적모순,대우진기도공작최우화적공제기도일정적삼고작용.
