计算机仿真
計算機倣真
계산궤방진
COMPUTER SIMULATION
2012年
10期
118-121,313
,共5页
乘波构型%总压恢复系数%流量系数%流场不均匀度%数值仿真
乘波構型%總壓恢複繫數%流量繫數%流場不均勻度%數值倣真
승파구형%총압회복계수%류량계수%류장불균균도%수치방진
研究了源于锥形流场乘波构型、源于相交锥流场乘波构型和密切分析法乘波构型三种比较有应用潜力的高超声速乘波构型前体.开展了对三种乘波构型前体气动性能的仿真计算和评估,为高超声速飞行器乘波前体/进气道一体化设计提供了参考.分析结果表明:具有单道前缘封闭激波的源于锥形流场的乘波构型应用价值有限,而具有三道封闭压缩激波的相交锥乘波构型和密切分析法乘波构型在完成相同压缩任务的条件下表现出了较大优势.在进气道进口截面处边界层厚度近似相等的情况下,后两种构型进气道总压恢复系数相比第一种构型分别提高了21.2％/和17.6％,流量系数分别提高了3.6％和1％,进气道出口截面流场不均匀度分别降低了8.9％和5.1％.
研究瞭源于錐形流場乘波構型、源于相交錐流場乘波構型和密切分析法乘波構型三種比較有應用潛力的高超聲速乘波構型前體.開展瞭對三種乘波構型前體氣動性能的倣真計算和評估,為高超聲速飛行器乘波前體/進氣道一體化設計提供瞭參攷.分析結果錶明:具有單道前緣封閉激波的源于錐形流場的乘波構型應用價值有限,而具有三道封閉壓縮激波的相交錐乘波構型和密切分析法乘波構型在完成相同壓縮任務的條件下錶現齣瞭較大優勢.在進氣道進口截麵處邊界層厚度近似相等的情況下,後兩種構型進氣道總壓恢複繫數相比第一種構型分彆提高瞭21.2％/和17.6％,流量繫數分彆提高瞭3.6％和1％,進氣道齣口截麵流場不均勻度分彆降低瞭8.9％和5.1％.
연구료원우추형류장승파구형、원우상교추류장승파구형화밀절분석법승파구형삼충비교유응용잠력적고초성속승파구형전체.개전료대삼충승파구형전체기동성능적방진계산화평고,위고초성속비행기승파전체/진기도일체화설계제공료삼고.분석결과표명:구유단도전연봉폐격파적원우추형류장적승파구형응용개치유한,이구유삼도봉폐압축격파적상교추승파구형화밀절분석법승파구형재완성상동압축임무적조건하표현출료교대우세.재진기도진구절면처변계층후도근사상등적정황하,후량충구형진기도총압회복계수상비제일충구형분별제고료21.2％/화17.6％,류량계수분별제고료3.6％화1％,진기도출구절면류장불균균도분별강저료8.9％화5.1％.
