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《超聲速軸對稱進(jìn)氣道流場的數(shù)值模擬》由會員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在行業(yè)資料-天天文庫。
1、第30卷第1期兵工學(xué)報(bào)Vl0I．30No．12009年1月ACrAARMAMENTARIIJan．2009超聲速軸對稱進(jìn)氣道流場的數(shù)值模擬熊志平，武曉松，夏強(qiáng)(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，江蘇南京210094)摘要：利用有限體積法求解二維軸對稱可壓縮N-S方程，對超聲速彈用進(jìn)氣道內(nèi)外復(fù)雜流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，數(shù)值格式為二階迎風(fēng)格式，所得流場結(jié)構(gòu)清晰。研究結(jié)果表明：隨著來流馬赫數(shù)的增加，總壓恢復(fù)系數(shù)隨之下降，穩(wěn)定工作范圍增大，同時(shí)流量系數(shù)逐漸增大，在激波貼口后流量系數(shù)基本保持不變；在同一來流馬赫數(shù)的超臨界狀態(tài)下，隨著進(jìn)氣道出口反壓的提高，結(jié)尾正激波向喉道方向移動，結(jié)尾激波損失減小，總壓恢復(fù)系
2、數(shù)提高，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)減小，出口流場畸變程度降低。關(guān)鍵詞：流體力學(xué)；沖壓發(fā)動機(jī)；進(jìn)氣道；來流馬赫數(shù)；數(shù)值模擬中圖分類號：V211．4文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號：1000—1093(2009)01—0005—04NumericalSimulationofSupersonicAxisymmetricInletFlowFieldXIONGZhi—ping，WUXiao—song，XIAQiang(SchoolofMechanicalEngineering，NanjingUniversityofScienceandTechnology，Nanjing210094，Jiangsu，China)Ab
3、stract：Thecomplexflowfieldsofasupersonicramjetinletwerenumericallysimulatedby2Dax-isymmetriccompressibleN-Sequationsolvedwithinfinitevolumemethodandsecondorderupwindscheme，toobtainclearflowstructure．Theresultsshowthat，withtheincreaseofinflowMachnum—ber，thetotalpressurerecoverycoefficientreduces，
4、stableoperatingrangeincreases，flowcoefficientincreasesgraduallyandkeepsbeing．nonvariantwhentheconeshockattachesthecowllip；atthesuper—criticaloperationconditionofthesameinflowMachnumber，withtheincreaseofbackpressureattheexitoftheinletterminalnormalshockwavemovestowardsthethroat，consequently，thelo
5、ssofter—minalshockwaveweakens，thetotalpressurerecoverycoefficientattheexitoftheinletincreases，theMachnumberandthedistortiondegreeinflowfieldattheexitoftheinletreducesrespectively．Keywords：hydromechanics；ramjet；inlet；inflowMachnumber；numericalsimulation機(jī)提供穩(wěn)定的氣流。對于給定幾何進(jìn)氣道而言，其0引言工作狀態(tài)主要由飛行條件和燃燒室狀態(tài)所決
6、定。目目前，固沖增程炮彈以其比沖高、具有自適應(yīng)調(diào)前，國內(nèi)外對進(jìn)氣道的研究很多，但主要用于導(dǎo)彈和節(jié)特性、結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)備受世界各國關(guān)飛機(jī)上叫J，對于彈用進(jìn)氣道的研究較少，其中：陳注。典型產(chǎn)品包括美國的75mm增程炮彈和南非雄J等人對亞額定、額定這兩種不同狀態(tài)下的沖壓的155mm增程炮彈-2J。超聲速進(jìn)氣道是固沖增增程炮彈進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值模擬；謝旅榮]等人對程炮彈的關(guān)鍵部件之一，主要作用為利用來流的速設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為4的定幾何混壓式進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值度沖壓，將超聲速氣流轉(zhuǎn)成亞聲速氣流，從而為發(fā)動模擬，研究了混壓式進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)下流量系收稿日期：2008—07—02作者簡介：熊志平(
7、1963一)，男，研究員級高級工程師。E—mail：xzp—O03@sina．corn6兵工學(xué)報(bào)第30卷數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)的變化規(guī)律，并通過與試驗(yàn)結(jié)果對能量方程及k-e方程的殘差至少下降3個(gè)數(shù)量級，比，證實(shí)了數(shù)值模擬技術(shù)的可靠性。由此看出，在初且進(jìn)氣道出口截面流量穩(wěn)定。步設(shè)計(jì)過程中，研究不同飛行狀態(tài)下，不同反壓對進(jìn)1．3計(jì)算域和邊界條件氣道性能的影響規(guī)律有著重要的實(shí)際意義。超音速進(jìn)氣道的外界條件：上游為超音速來流，本文利用數(shù)值模擬技術(shù)，針對某彈用
