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文檔簡介
1、本文針對設(shè)計馬赫數(shù)為4.0的超聲速巡航導(dǎo)彈用進(jìn)氣道的特點,選取了混壓式超聲速軸對稱沖壓進(jìn)氣道。分析了此類進(jìn)氣道的設(shè)計特點和要求,給出了設(shè)計方法,并依據(jù)該方法開發(fā)了一套可用于此類進(jìn)氣道設(shè)計的優(yōu)化程序。進(jìn)氣道唇口段的設(shè)計是此類進(jìn)氣道設(shè)計的一個關(guān)鍵和難點,這方面,國內(nèi)還沒有展開研究工作,本文通過估算和數(shù)值模擬修正的方法進(jìn)行設(shè)計。根據(jù)設(shè)計要求,應(yīng)用該程序得到進(jìn)氣道的幾何參數(shù),在此基礎(chǔ)上,建立了進(jìn)氣道的模型,對研究區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格劃分,然后利用商業(yè)
2、軟件,并采用標(biāo)準(zhǔn)κ-ε模型和標(biāo)準(zhǔn)κ-ω湍流模型,數(shù)值求解雷諾時均N-S方程,模擬得到了不同飛行馬赫數(shù)和不同反壓條件下的流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)。通過對不同工況模擬結(jié)果的分析,總結(jié)出各種工況流場的特點,以及流場結(jié)構(gòu)和進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、馬赫數(shù)、溫度等隨來流馬赫數(shù)、出口反壓改變而變化的規(guī)律,分析了這些特點和變化規(guī)律產(chǎn)生的原因。 從模擬結(jié)果中發(fā)現(xiàn),當(dāng)來流馬赫數(shù)較高時,由于激波和附面層的相互干擾,進(jìn)氣道內(nèi)通道下壁面出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離(文
3、中對氣流分離的特點和原因進(jìn)行了分析),并隨著來流馬赫數(shù)的增加而增強,尤其是在設(shè)計狀態(tài)。氣流分離會導(dǎo)致進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)嚴(yán)重減小、出口氣流畸變嚴(yán)重增加,使得進(jìn)氣道性能下降很多,因此,需要采取措施控制該處的氣流分離。 由于進(jìn)氣道內(nèi)通道下壁面氣流分離較上壁面嚴(yán)重的多,采用在擴張段下壁面開縫的措施,利用縫吸除下壁面附面層內(nèi)的低能量氣流以減少附面層厚度的原理來控制氣流的分離。本文對不同位置(分離點上游、下游和附近)開縫和不同吸除流量的各
4、種情況進(jìn)行了數(shù)值模擬,得到了大量的流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)的模擬結(jié)果,通過對這些結(jié)果的認(rèn)真分析,總結(jié)出流場結(jié)構(gòu)和相關(guān)參數(shù)的特點和變化規(guī)律,及其與吸除位置和吸除流量的關(guān)系。通過分析可以看出,由于內(nèi)通道流體的相互影響,當(dāng)下壁面分離區(qū)減小時,上壁面分離區(qū)必然增加,導(dǎo)致吸除效果并不明顯,因此需要對本文的方法進(jìn)行改進(jìn),給出了改進(jìn)建議。 由于時間關(guān)系,不可能對這方面進(jìn)行更加全面和深入的研究,但是,本文結(jié)果可為彈用超聲速巡航進(jìn)氣道的設(shè)計提供參考。
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