超燃風(fēng)洞設(shè)計及其流動過程的數(shù)值模擬.pdf

1、隨著近些年航空航天事業(yè)的發(fā)展，人們越來越熱衷于對高速飛行器的探索研究。超燃沖壓發(fā)動機是研究對應(yīng)飛行馬赫數(shù)大于6、以超聲速燃燒為核心的沖壓發(fā)動機技術(shù)。它的應(yīng)用背景是高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機和空天飛機等。沖壓發(fā)動機具有以下優(yōu)點： 它可以利用大氣中的氧氣作為氧化劑，所以沖壓發(fā)動機在高超聲速飛行時，經(jīng)濟性能顯著優(yōu)于渦噴發(fā)動機和火箭發(fā)動機；發(fā)動機內(nèi)部沒有轉(zhuǎn)動部件，結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量小，成本低，推重比高。然而隨著飛行速度的提高，也產(chǎn)生了

2、許多伴隨于超音速流動所特有的問題，如： 氣動加熱，進氣道的激波邊界層干擾現(xiàn)象以及燃燒室的高速攙混等等，所以對于超音速流場特性的研究還需更加的深入。 本文主要討論了超音速風(fēng)洞試驗臺的搭建，系統(tǒng)的氣動計算，工藝結(jié)構(gòu)的設(shè)計，參數(shù)的確定以及設(shè)備的選型等等。通過商業(yè)軟件FLUENT的計算表明采用特定曲線設(shè)計的Laval噴管出口速度分布均勻，達到設(shè)計馬赫數(shù)，滿足將來試驗的要求，并通過數(shù)值計算定性分析了管內(nèi)激波－邊界層干擾現(xiàn)象，說

3、明正激波波后小范圍的速度提升是由于激波附近的邊界層增厚。 本文還借助FLUENT軟件對超燃沖壓發(fā)動機后掠斜坡結(jié)構(gòu)的流動特性進行了數(shù)值計算，結(jié)果表明： 1，后掠斜坡產(chǎn)生的混合增強效果優(yōu)于無后掠斜坡，流向渦的強度也較大，并且隨著后掠角度的增大而增大。 2，后掠斜坡燃燒室的總壓損失高于無后掠斜坡的燃燒室，并隨著后掠角度的增加而增大。 3，為了使燃燒室在增強混合的同時保證較高的總壓恢復(fù),后掠角度不宜取得太