大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

	大尺度高焓激波风洞喷管设计研究
	唐蓓 ; 汪运鹏; 姜宗林
发表期刊	中国科学:物理学力学天文学
	2019-05-13
卷号	49 期号:07 页码:63-72
摘要	激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.
关键词	超高速高焓激波风洞喷管设计边界层修正高温气体效应 CFD
收录类别	EI ; CSCD
语种	中文
项目资助者	国家自然科学基金(编号:11672357)资助项目
CSCD记录号	CSCD:6516658
论文分区	二类
力学所作者排名	1
引用统计
文献类型	期刊论文
条目标识符	http://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/79513
专题	高温气体动力学国家重点实验室
作者单位	1.中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室 2.中国科学院大学工程科学学院
推荐引用方式 GB/T 7714	唐蓓,汪运鹏,姜宗林. 大尺度高焓激波风洞喷管设计研究[J]. 中国科学:物理学力学天文学,2019,49,07,:63-72.
APA	唐蓓,汪运鹏,&姜宗林.(2019).大尺度高焓激波风洞喷管设计研究.中国科学:物理学力学天文学,49(07),63-72.
MLA	唐蓓,et al."大尺度高焓激波风洞喷管设计研究".中国科学:物理学力学天文学 49.07(2019):63-72.

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