双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究

双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究

研究了双燃式一体化通道(包含进气道、双燃式燃烧室和尾喷管)的冷态内流场特性.首次在激波风洞中对内流场进行纹影照相,用TVD格式求解三维全N-S方程对喷管和一体化通道进行分区数值模拟,并考察了几何参数对内流场的影响.结果表明:对典型工况(hp=12.93 mm),纹影照片和计算得到的流场波系是一致的,沿下壁面静压分布和相关的实验值符合较好.计算结果还表明:亚燃室的流动非常复杂,进气道、超燃室和尾喷管的流动相对简单.进气道下壁面的回流区在下游演变为滑移面,并延伸至亚燃室入口.减小hp,亚燃室部分超声速气流通过回流区降为亚声速.保持进气道来流参数不变,减小hp (隔板位置不变)、隔板上移和顺时针旋转(hp不变)都会导致回流区上移、滑移面抬起、亚燃室出现溢流,引起亚、超燃烧室进气相互干扰.

作 者： 岳朋涛 徐胜利 张树道 韩肇元 YUE Pengtao Xu Shengli Zhang Shudao Han Zhaoyuan   作者单位： 中国科学技术大学力学与机械工程系, 合肥 230026  刊 名： 力学学报  ISTIC EI PKU 英文刊名： ACTA MECHANICA SINICA  年，卷(期)： 2000 32(6)  分类号：   关键词： 超声速流   超声速燃烧   超燃冲压发动机   激波风洞   数值模拟   supersonic flow   supersonic combustion   scramjet   shock tunnel   numerical simulation  

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