超燃沖壓發(fā)動機進氣道的數(shù)值模擬研究.pdf

1、目前高超聲速飛行器的研究已經(jīng)逐漸步入高潮。高超聲速進氣道/隔離段為超聲速沖壓發(fā)動機燃燒室提供穩(wěn)定高質(zhì)量且適用于燃燒的氣流，對實現(xiàn)高超聲速飛行起著關(guān)鍵作用，其性能直接影響燃燒室的燃燒。
　　本文先對數(shù)值模擬方法進行了闡述，給出了本文所使用的數(shù)值計算方法和軟件，本文選用 FLUENT軟件，采用有限體積法、隱式的二階迎風格式、密度求解器（Density Based），采用AUSM+格式，層流粘性系數(shù)采用Sutherland公式，湍流模型

2、采用Spalart-Allmaras（S-A）模型；本文還介紹了所采用的數(shù)值計算的流程與方法，前處理采用GAMBIT軟件進行幾何建模和網(wǎng)格劃分，用FLUENT軟件進行數(shù)值計算及后處理結(jié)果輸出。
　　本文對不同來流情況下的進氣道/隔離段進行了二維流場數(shù)值模擬，結(jié)果首先與 NASA的試驗數(shù)據(jù)進行對比，說明了本文所使用的計算程序?qū)Τ曀龠M氣道/隔離段流場是適用的。數(shù)值計算得到了在非均勻氣流下超聲速進氣道/隔離段的流場及其性能，分析了不同

3、來流馬赫數(shù)及非均勻來流條件下其對進氣道/隔離段的影響及改進。數(shù)值仿真結(jié)果表明馬赫數(shù)提高會降低沖壓發(fā)動進氣道的性能，激波反彈角增大，隔離段入口處附面層分離區(qū)增大，非均勻來流也使其總壓恢復系數(shù)下降，出口畸變升高，對沖壓發(fā)動機進氣道和隔離段的性能造成很大影響。
　　本文通過對隔離段入口處的上下壁面的調(diào)整，并數(shù)值計算出改進后進氣道性能參數(shù)的規(guī)律變化，得到最佳的改進型模型Model B，計算結(jié)果表明改進后的進氣道/隔離段（Model B）在