论文摘要
激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.
论文目录
文章来源
类型: 期刊论文
作者: 唐蓓,汪运鹏,姜宗林
关键词: 超高速高焓激波风洞,喷管设计,边界层修正,高温气体效应
来源: 中国科学:物理学 力学 天文学 2019年07期
年度: 2019
分类: 基础科学,工程科技Ⅱ辑
专业: 力学,航空航天科学与工程
单位: 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,中国科学院大学工程科学学院
基金: 国家自然科学基金(编号:11672357)资助项目
分类号: V211.74
页码: 63-72
总页数: 10
文件大小: 2055K
下载量: 131
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标签：超高速高焓激波风洞论文; 喷管设计论文; 边界层修正论文; 高温气体效应论文;