固体火箭技术
固體火箭技術
고체화전기술
JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY
2011年
2期
161-166
,共6页
游进%夏智勋%王登攀%方传波
遊進%夏智勛%王登攀%方傳波
유진%하지훈%왕등반%방전파
高超声速进气道%再起动特性%分离激波%内收缩比
高超聲速進氣道%再起動特性%分離激波%內收縮比
고초성속진기도%재기동특성%분리격파%내수축비
以N-S时均化方程为控制方程,引入变比热容的热完全气体模型,采用k-ω SST湍流模型及自适应网格加密技术,对高超声速进气道再起动过程进行了二维准定常数值仿真研究.结果发现,当内收缩比较大时,分离激波即使打入唇口,大规模流动分离仍存在,须继续增加来流马赫数(M∞),才能使进气道完全起动,即进气道可能存在没有溢流的不起动流场结构,这在已发表文献中还少有提及.深入分析表明,决定高超声速进气道再起动的关键因素是分离区前体形状和分离区后部逆压梯度,前者类似于一个虚拟楔面,楔角及分离激波角大小主要由附面层和来流条件决定,随M∞的增加而减小;后者主要受进气道内型面及内收缩比影响,对分离区大小及溢流量起决定作用.
以N-S時均化方程為控製方程,引入變比熱容的熱完全氣體模型,採用k-ω SST湍流模型及自適應網格加密技術,對高超聲速進氣道再起動過程進行瞭二維準定常數值倣真研究.結果髮現,噹內收縮比較大時,分離激波即使打入脣口,大規模流動分離仍存在,鬚繼續增加來流馬赫數(M∞),纔能使進氣道完全起動,即進氣道可能存在沒有溢流的不起動流場結構,這在已髮錶文獻中還少有提及.深入分析錶明,決定高超聲速進氣道再起動的關鍵因素是分離區前體形狀和分離區後部逆壓梯度,前者類似于一箇虛擬楔麵,楔角及分離激波角大小主要由附麵層和來流條件決定,隨M∞的增加而減小;後者主要受進氣道內型麵及內收縮比影響,對分離區大小及溢流量起決定作用.
이N-S시균화방정위공제방정,인입변비열용적열완전기체모형,채용k-ω SST단류모형급자괄응망격가밀기술,대고초성속진기도재기동과정진행료이유준정상수치방진연구.결과발현,당내수축비교대시,분리격파즉사타입진구,대규모류동분리잉존재,수계속증가래류마혁수(M∞),재능사진기도완전기동,즉진기도가능존재몰유일류적불기동류장결구,저재이발표문헌중환소유제급.심입분석표명,결정고초성속진기도재기동적관건인소시분리구전체형상화분리구후부역압제도,전자유사우일개허의설면,설각급분리격파각대소주요유부면층화래류조건결정,수M∞적증가이감소;후자주요수진기도내형면급내수축비영향,대분리구대소급일류량기결정작용.
