非對稱噴管中分離現(xiàn)象計(jì)算及控制研究.pdf

1、作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件，尾噴管性能的優(yōu)劣直接影響著整個(gè)飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率。然而，高超聲速飛行器在寬馬赫數(shù)范圍飛行時(shí)，由于受飛行環(huán)境及發(fā)動(dòng)機(jī)自身工作條件的限制，噴管往往會(huì)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)，甚至導(dǎo)致嚴(yán)重過膨脹，由此造成噴管性能的急劇惡化。本文以嚴(yán)重過膨脹狀態(tài)下的非對稱噴管為研究的對象，采用試驗(yàn)設(shè)計(jì)、參數(shù)優(yōu)化、數(shù)值模擬和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法，對非對稱噴管過膨脹流動(dòng)分離的計(jì)算和控制方法進(jìn)行了研究。首先，論文針對現(xiàn)有商用計(jì)算軟件模擬非對稱噴管嚴(yán)

2、重過膨脹狀態(tài)下流場的計(jì)算能力做了討論和測試。結(jié)果表明:對于常見的湍流模型，無論是使用壁面函數(shù)法，還是近壁面模型，都無法準(zhǔn)確刻畫分離流場。
　　其次，根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)，基于參數(shù)優(yōu)化方法得出了一組SST k-ω湍流模型的經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，并且采用這種改進(jìn)的湍流模型進(jìn)行了嚴(yán)重過膨脹狀態(tài)下SERN分離流場的數(shù)值模擬。研究結(jié)果表明:修改湍流模型經(jīng)驗(yàn)參數(shù)后，計(jì)算模型給出了與當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)相適應(yīng)的渦粘性系數(shù)，使無量綱分離點(diǎn)位置和無量綱壓力的誤差分別降低到1.