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马赫数10高超声速风洞喷管型线设计及数值计算

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摘 要

Abstract

符号表

图表目录

1.1 背景与意义

1.2 高超声速风洞的类别

1.3 喷管设计方法的发展

1.4 主要工作内容

2 喷管型线的设计与计算

2.1 控制方程

2.1.1 连续方程

2.1.2 动量守恒方程

2.1.3 能量守恒方程

2.1.4 理想气体状态方程

2.1.5 声速方程

2.1.6 等熵方程

2.1.7 喷管出口截面与喉部截面的面积比

2.2 收缩段型线设计

2.2.1 维托辛斯基经验公式法

2.2.2 双三次曲线法

2.2.3 五次曲线法

2.2.4 各种方法的比较

2.3 扩张段型线设计

2.3.1 Sivells法图解

2.3.2 源流区参数计算

2.3.3 喷管轴线速度系数分布和马赫数分布

2.3.4 特征线法

2.3.5 利用流量积分法确定喷管壁面

2.4 附面层修正

2.4.1 理论方法

2.4.2 经验方法

2.5 喷管型线设计结果及对比分析

2.5.1 型线设计结果

2.5.2 设计结果对比

2.6 本章小结

3 高超声速喷管数值模拟仿真

3.1 湍流模型

3.2 数值求解基础

3.3 几何模型的建立和网格划分

3.4 边界条件设置

3.5 Fluent求解设置

3.6 喷管的启动状态

3.7 本章小结

4 仿真计算结果及分析

4.1 整体计算域马赫数云图

4.1.1 由标准k-? 模型计算的整体计算域马赫数云图

4.1.2 由RNG k-? 模型计算的整体计算域马赫数云图

4.2 扩张段轴线马赫数

4.2.1 由标准k-? 模型计算的扩张段轴线马赫数

4.2.2 由RNG k-? 模型计算的扩张段轴线马赫数

4.3 出口截面轴向速度

4.3.1 由标准k-? 模型计算的出口截面轴向速度

4.3.2 由RNG k-? 模型计算的出口截面轴向速度

4.4 出口截面马赫数

4.4.1 由标准k-? 模型计算的出口截面马赫数

4.4.2 由RNG k-? 模型计算的出口截面马赫数

4.5 本章小结

5 总结与展望

5.1 总结

5.2 展望

致 谢

参考文献

附录I

附录II

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摘要

当今全球各国高新技术军备竞争日趋激烈,高超声速飞行领域因其战略意义受到极大关注。高超声速飞行器的开发和性能测试需要大型实验设备——高超声速风洞系统来提供相应的模拟环境,以进行大量测试实验来获取足够多的可靠数据。在风洞系统众多部件中,喷管型线的质量高低决定了实验区流场品质的好坏,是整个风洞系统中最关键的部件,然而因为技术保密等原因,国内外公开发表的关于高超声速喷管型线设计的文献较少。根据国家重点实验平台建设的需求,计划设计建造一座高超声速风洞研究激波压缩快速升温条件下燃料的燃烧特性。 本文详细论述了高超声速风洞喷管型线的设计方法,并采用不同的设计方案设计了四种不同的喷管型线。收缩段的型线设计分别采用了移轴维托辛斯基经验公式法和改进五次曲线法;扩张段的型线设计采用基于特征线法的Sivells法;附面层修正采用了两种不同的线性修正法(线性修正法1和线性修正法2)。利用MATLAB编程求解喷管扩张段型线坐标时,将普朗特-麦耶角的反演公式应用于求解特征线网络节点的马赫数,极大地减少了计算量,大大缩短了设计用时。最后用Fluent软件进行仿真模拟计算,检验各型线的准确性与可靠性,并选取了不同的湍流模型进行计算对比,对各个模拟结果进行了分析与比较。 方案1的收缩段型线设计采用移轴维托辛斯基经验公式法,附面层修正采用线性修正法1,通过选取标准k-ε湍流模型仿真计算得到的结果表明该方案的计算结果最好,喷管内气体膨胀均匀,喷管出口截面核心区内马赫数分布符合设计要求,马赫数平均值与设计值偏差小于1%,此设计结果能够满足相关要求。

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