收斂形進(jìn)氣道數(shù)值研究的驗(yàn)證

介紹一種新型的、具有最小喉道面積的三維高超聲速進(jìn)氣道(稱(chēng)之為收斂形進(jìn)氣道)的數(shù)值和實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果.表明使用這種形式的進(jìn)氣道,在整個(gè)飛行速度范圍內(nèi)可以降低阻力和高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)表面的熱防護(hù)要求,通過(guò)降低外壓縮表面的傾斜度和減少進(jìn)氣道及燃燒室壁的面積就可以做到這一點(diǎn).在采用低維次流動(dòng)的氣體動(dòng)力設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)成這種形式的進(jìn)氣道.計(jì)算是在無(wú)粘氣體模型構(gòu)架內(nèi)用有限體積法進(jìn)行的.同時(shí)用邊界層方程計(jì)算出計(jì)及粘性的氣流特性和進(jìn)氣道特性.數(shù)值算法是通過(guò)收斂形進(jìn)氣道的有限寬楔形外壓縮表面的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)驗(yàn)證的.進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究的馬赫數(shù)M=2～10.7,基于模型進(jìn)氣道高度的雷諾數(shù)Re=(1～5)×106. 數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致性很好.這些結(jié)果也和通常的二維進(jìn)氣道的數(shù)據(jù)作了比較.

作 者： M.A.哥德裴德 R.V.內(nèi)斯托里亞   作者單位： 俄羅斯科學(xué)院西伯利亞分院理論及應(yīng)用力學(xué)研究所,俄羅斯新西伯利亞市,630090  刊 名： 流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量  ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS  年，卷(期)： 2000 14(1)  分類(lèi)號(hào)： V211.48  關(guān)鍵詞： 收斂形進(jìn)氣道   燃燒室   超-高超聲速   壓力分布   風(fēng)洞   convergent inlet   combustor,super-hypersonic speed   pressure distribution   wind tunnel  

【收斂形進(jìn)氣道數(shù)值研究的驗(yàn)證】相關(guān)文章：

高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性數(shù)值研究04-27

高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性數(shù)值研究04-27

進(jìn)氣道俯仰振蕩狀態(tài)的非定常數(shù)值仿真04-27

超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)三維數(shù)值模擬04-27

隨機(jī)Navier-Stokes方程數(shù)值解的收斂性04-26

高超聲速驗(yàn)證飛行器助推分離段流場(chǎng)數(shù)值研究04-26

可調(diào)幾何腹部進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究與思考04-27

風(fēng)沙運(yùn)動(dòng)中沙粒阻力的數(shù)值研究04-26

某型飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面匹配實(shí)驗(yàn)研究04-26

倒傘型曝氣機(jī)數(shù)值模擬研究04-27