大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

作     者：唐蓓 汪运鹏 姜宗林 TANG Bei;WANG YunPeng;JIANG ZongLin

作者机构：中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049 

基　　金：国家自然科学基金(编号:11672357)资助项目 

出 版 物：《中国科学：物理学、力学、天文学》 (Scientia Sinica Physica,Mechanica & Astronomica)

年 卷 期：2019年第49卷第7期

页      码：63-72页

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.

主 题 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 CFD 

学科分类：080103[080103] 08[工学] 080104[080104] 0704[理学-天文学类] 0702[理学-物理学类] 0801[工学-力学类] 

核心收录：

D　O　I：10.1360/SSPMA2018-00414

馆 藏 号：203681287...