吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴管化學(xué)非平衡流場(chǎng)數(shù)值分析.pdf

1、吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴管是產(chǎn)生推力，升力，力矩的重要部件，后體尾噴管流動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜，本文著重研究后體尾噴管內(nèi)化學(xué)非平衡流場(chǎng)和非均勻進(jìn)口流場(chǎng)對(duì)推力、升力、俯仰力矩等氣動(dòng)力性能參數(shù)的影響。首先對(duì)考慮化學(xué)非平衡影響的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，在該部分采用氫氧七組元十三方程模型，分析了噴管凍結(jié)流動(dòng)、噴管“補(bǔ)燃”現(xiàn)象以及溫度和氧原子濃度對(duì)燃燒位置的影響，對(duì)比Stalker R.J的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，得到了與之一致的計(jì)算結(jié)果，驗(yàn)證了所采用計(jì)算方法的可信度；在

2、化學(xué)非平衡流場(chǎng)的分析基礎(chǔ)上考慮噴管進(jìn)口非均勻性的影響對(duì)后體尾噴管流場(chǎng)進(jìn)行了進(jìn)一步的數(shù)值模擬，非均勻進(jìn)口流場(chǎng)設(shè)置原則遵守總動(dòng)量守恒和各組元質(zhì)量守恒，給出了各種非均勻入口下，流場(chǎng)參數(shù)分布和氣動(dòng)力系數(shù)變化規(guī)律，結(jié)果表明非均勻工況和均勻工況相比，造成了推力損失，計(jì)算結(jié)果表明推力損失的位置主要集中在噴管前一小段位置，噴管中后段壓力分布基本一致；非均勻工況之間對(duì)比表明推力系數(shù)、升力系數(shù)隨著燃料入口馬赫數(shù)的變化呈現(xiàn)一定規(guī)律性，這對(duì)于控制推力損失有一定