吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴管化學(xué)非平衡流場數(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)非平衡流場和非均勻進(jìn)口流場對推力、升力、俯仰力矩等氣動力性能參數(shù)的影響。首先對考慮化學(xué)非平衡影響的流場進(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、噴管“補(bǔ)燃”現(xiàn)象以及溫度和氧原子濃度對燃燒位置的影響，對比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)非平衡流場的分析基礎(chǔ)上考慮噴管進(jìn)口非均勻性的影響對后體尾噴管流場進(jìn)行了進(jìn)一步的數(shù)值模擬，非均勻進(jìn)口流場設(shè)置原則遵守總動量守恒和各組元質(zhì)量守恒，給出了各種非均勻入口下，流場參數(shù)分布和氣動力系數(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，這對于控制推力損失有一定