高超声速进气道再起动特性及其型面调节方法研究
以N-S时均化方程为控制方程,引入变比热的热完全气体模型,采用k-w SST湍流模型以及自适应网格加密技术,对不同唇口结构和下型面设计的进气道再起动过程进行了数值模拟,分析了唇口大规模分离区的流动机理及再起动临界点的流场特征,比较了各结构进气道的流场变化和再起动性能。结果表明,来流动压、唇口激波后的正压梯度和分离区尾部逆压梯度之间的平衡是维持大规模流动分离的主要机理。当反射激波打入唇口或者分离区尾部移动到下型面肩点导致前述两处压强梯度大幅降低时,进气道即能实现再起动。基于以上机理,提出了新的凸台形唇口设计和收缩型下型面设计方案。前者可将再起动马赫数由原型进气道的9.4降低到7.2,后者可以降低到8,再起动特性改善效果明显。将其作为可调型面设计方案,具有结构简单、实现方便的优点。
航空冲压发动机 高超声速进气道 再起动特性 数值仿真 型面调节
游进 夏智勋
国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073
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2011-08-22（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）