超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(jìn)氣道/隔離段為超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供穩(wěn)定高質(zhì)量且適用于燃燒的氣流，對(duì)實(shí)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(duì)數(shù)值模擬方法進(jìn)行了闡述，給出了本文所使用的數(shù)值計(jì)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(fēng)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(jì)算的流程與方法，前處理采用GAMBIT軟件進(jìn)行幾何建模和網(wǎng)格劃分，用FLUENT軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算及后處理結(jié)果輸出。
　　本文對(duì)不同來(lái)流情況下的進(jìn)氣道/隔離段進(jìn)行了二維流場(chǎng)數(shù)值模擬，結(jié)果首先與 NASA的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，說(shuō)明了本文所使用的計(jì)算程序?qū)Τ曀龠M(jìn)氣道/隔離段流場(chǎng)是適用的。數(shù)值計(jì)算得到了在非均勻氣流下超聲速進(jìn)氣道/隔離段的流場(chǎng)及其性能，分析了不同

3、來(lái)流馬赫數(shù)及非均勻來(lái)流條件下其對(duì)進(jìn)氣道/隔離段的影響及改進(jìn)。數(shù)值仿真結(jié)果表明馬赫數(shù)提高會(huì)降低沖壓發(fā)動(dòng)進(jìn)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(lái)流也使其總壓恢復(fù)系數(shù)下降，出口畸變升高，對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和隔離段的性能造成很大影響。
　　本文通過(guò)對(duì)隔離段入口處的上下壁面的調(diào)整，并數(shù)值計(jì)算出改進(jìn)后進(jìn)氣道性能參數(shù)的規(guī)律變化，得到最佳的改進(jìn)型模型Model B，計(jì)算結(jié)果表明改進(jìn)后的進(jìn)氣道/隔離段（Model B）在