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题名激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响
被引量:3
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作者
李祝飞
杨基明
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机构
中国科学技术大学近代力学系
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第3期676-684,共9页
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基金
国家自然科学基金(11402263)
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文摘
由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。
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关键词
高超声速进气道
脉冲起动
激波风洞
喷管起动
初始间断面
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Keywords
Hypersonic inlet
Pulse-starting
Shock tunnel
Nozzle starting
Initial discontinuity
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分类号
V211.48
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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