超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)凹腔流動(dòng)特性研究.pdf

1、高超聲速吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展將推進(jìn)未來高速空天飛行的實(shí)現(xiàn)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主體部分沒有活動(dòng)零部件，造型結(jié)構(gòu)在高超聲速運(yùn)動(dòng)條件下穩(wěn)定性好，又屬于吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，不需要自帶氧化器，貯存與運(yùn)輸方便，于需要時(shí)能夠快速使用，近年來以其較高的性能逐漸受到各國(guó)的廣泛關(guān)注，并成為高超聲速一個(gè)新的發(fā)展方向。作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件的燃燒室對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能具有關(guān)鍵性的影響。在高超聲速飛行條件下，來流必須以超聲速進(jìn)入燃燒室以避免過度受熱以及空氣分離。通常飛行

2、條件下空氣在燃燒室內(nèi)的駐留時(shí)間接近于1毫秒。燃料必須在極小的時(shí)間尺度下進(jìn)行噴注、摻混、完全燃燒。凹腔近來被廣泛認(rèn)為是火焰穩(wěn)定器的合適選擇，近年來對(duì)于凹腔的流動(dòng)也漸漸受到研究人員的關(guān)注。本文利用雷諾N-S平均方程，SSTk-ω湍流模型等數(shù)值模擬方法對(duì)進(jìn)口馬赫數(shù)為3.0的軸對(duì)稱凹腔進(jìn)行了冷態(tài)定常和非定常數(shù)值模擬，對(duì)軸對(duì)稱凹腔流動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算分析研究，主要包括以下兩個(gè)部分:
　　 第一，基于文獻(xiàn)中的超聲速來流經(jīng)過突擴(kuò)臺(tái)階后的流動(dòng)特性

3、實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，驗(yàn)證計(jì)算程序的正確性。在此基礎(chǔ)上參照國(guó)防科技大學(xué)提出的超聲速凹腔的流動(dòng)模型，對(duì)六種構(gòu)型的凹腔流場(chǎng)進(jìn)行冷態(tài)數(shù)值模擬，研究不同的凹腔進(jìn)口高度對(duì)凹腔流場(chǎng)的影響，分析了在特定高度下不同的轉(zhuǎn)換模型對(duì)凹腔流場(chǎng)的影響。結(jié)果表明:(1)由于縱深比的減小，使得凹腔由閉式凹腔向開式凹腔轉(zhuǎn)變;(2)閉式凹腔向開式凹腔轉(zhuǎn)變是由于縱深比的減小，導(dǎo)致馬赫反射向上游推移造成的;(3)由于縱深比的增加，閉式凹

4、腔分離點(diǎn)的位置往上游移動(dòng)，但增加到一定程度時(shí)，上移的幅度減小;(4)進(jìn)口附面層狀態(tài)對(duì)凹腔流場(chǎng)有很大影響，采用轉(zhuǎn)換模型計(jì)算更易得到開式凹腔。
　　 第二，進(jìn)一步研究六種構(gòu)型的凹腔非定常流場(chǎng)。計(jì)算出從初始時(shí)刻激波經(jīng)過凹腔到激波穿過凹腔流動(dòng)的數(shù)值紋影圖，并將趨于穩(wěn)態(tài)時(shí)的流動(dòng)數(shù)值紋影圖與定常流動(dòng)數(shù)值計(jì)算進(jìn)行對(duì)比，獲得了開式凹腔流動(dòng)的非定常啟動(dòng)過程和其周期性振蕩特性。通過本文的研究工作，對(duì)超聲速凹腔不同來流高度對(duì)凹腔流場(chǎng)影響有更深入的了解