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的實驗結(jié)果，得到了與之一致的計算結(jié)果，驗證了所采用計算方法的可信度；在

2、化學(xué)非平衡流場的分析基礎(chǔ)上考慮噴管進口非均勻性的影響對后體尾噴管流場進行了進一步的數(shù)值模擬，非均勻進口流場設(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