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18 Sajben进气道中的超声速流动

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  • TA的每日心情
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    灌水之王学生会员会员荣誉会员

    发表于 2017-5-15 21:01:37 | 显示全部楼层 |阅读模式
    1.问题描述及背景介绍
    在航空航天领域,通常将马赫数大于1以上的速度称为超声速。而目前以吸气式发动机及其组合发动机为动力是实现高超声速飞行器核心技术[1]。采用吸气式推进系统的超声速飞行器具有更高的比冲、更大的有效载荷、更远的航程、更轻的结构和更经济的飞行成本,在未来军事、民用上扮演重要角色[2]。对于超燃冲压发动机而言,由于对空气的压缩和提供足够的空气流量都是由超声速进气道完成,其性能的好坏是超燃冲压发动机工作成功与否的关键[3]。因此,探索超声速进气道内的气流流动情况,对更好实现超声速推进有着重要的意义。在上个世纪70年代,美国对两个二元高超声速进气道构型进行了风洞实验研究,研究进气道内气流流动问题[4];南京航空航天大学在高超声速进气道设计、实验和仿真等方面开展了深入研究,得出了气流流动与进气道设计的一定规律[5-6]
    本文主要对收缩和扩张喷管中的高速湍流气体流动进行数值模拟,并与M.Sajben和其同事的许多实验和仿真研究[7-12]结果进行对比,很好的符合相关的参考文献数据,得出对于一定的来流速度和进口总压,进气道尾喷管的出口压力越低,内部流动会出现更强的正激波,从而导致扩张部分出现正激波引起的气流分离,严重影响超燃冲压发动机工作性能,为今后设计超声速进气道提供一定的基础。
    2应用物理场
    流体流动|高马赫数流动
    3几何图
    4结果图
    1和图2为出口压力分别为16.05psi14.10psi得出的马赫数,速度流线和x分量速度的零等值线,其中白线为x分量速度的零等值线。从两个图中可以得出,在收缩管中流速加快,到达喉部位置处达到音速,然后经过扩展部分时,有一部分为超音速流动,之后因正激波影响流动变回亚音速。但图1x分量速度的零等值线存在于尾喷管壁面上,整个流体保持连续状态,不存在流动分离,因此此正激波称为弱激波,与参考文献8和参考文献11结果很一致。图2因出口压力较低,正激波较强烈,导致x分量速度的零等值线存在于流体内部,有流动分离区,因此此正激波称为强激波,与参考文献8和参考文献12中的结果一致。
                                    图1 出口压力为16.05psi的马赫数,速度流线和x分量速度的零等值线                  
    2 出口压力为14.10psi的马赫数,速度流线和x分量速度的零等值线
    3为由入口总压力归一化的上部壁静态压力的发展情况,其中实线为模拟结果,实验结果为菱形,模拟结果与实验数据相当一致。图4为通道扩张部分两个不同位置强激波的流向速度剖面图以及实验结果,其中实线为模拟值,菱形为实验值,结果较为一致。图4A显示了逆流,B中显示了靠近上壁面的回流。从模拟结果得出对于一定的来流速度和进口总压,进气道尾喷管的出口压力越低,内部流动会出现更强的正激波,从而导致扩张部分出现正激波引起的气流分离。
    3 顶部壁静态压力由入口总压力归一化
           A 位置为x/h_th=4.611处的流速      B 位置为x/h_th=6.340处的流速
    图4 强激波下游两个位置的平均x分量
    5.本文创新点
    1)本文运用COMSOL软件对收缩和扩张喷管中的高速湍流气体流动进行数值模拟,很好的符合了M.Sajben和其同事的许多实验和仿真研究[7-12]相关数据,表明COMSOL软件的运用价值。
    2)得出对于一定的来流速度和进口总压,进气道尾喷管的出口压力越低,内部流动会出现更强的正激波,从而导致扩张部分出现正激波引起的气流分离,严重影响超燃冲压发动机工作性能,为今后设计超声速进气道提供一定的基础。

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  • TA的每日心情

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    发表于 2017-6-2 18:17:23 | 显示全部楼层
    厉害了
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