【摘 要】
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在激波风洞的设计、调试与运行过程中,为了能够准确把握激波管驱动性能及其末端试验气体所能达到的状态、保证设备安全,开发了一套针对激波风洞中激波管流动的数值计算程序,并对不同风洞的激波管流动进行了数值模拟,着重关注了激波管末端的试验气体状态.计算结果给出了激波管末端试验气体压力随时间的变化等,并与试验数据进行了对比.结果表明,该程序能够准确计算激波管末端的气体状态,为激波风洞的设计、调试与运行提供了一
【机 构】
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中国航天空气动力技术研究院,北京100074
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在激波风洞的设计、调试与运行过程中,为了能够准确把握激波管驱动性能及其末端试验气体所能达到的状态、保证设备安全,开发了一套针对激波风洞中激波管流动的数值计算程序,并对不同风洞的激波管流动进行了数值模拟,着重关注了激波管末端的试验气体状态.计算结果给出了激波管末端试验气体压力随时间的变化等,并与试验数据进行了对比.结果表明,该程序能够准确计算激波管末端的气体状态,为激波风洞的设计、调试与运行提供了一个有效的工具.
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基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型.在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、4.0条件下的风洞试验研究.实验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73、最大抗反
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使用数值方法、选用k-ωSST湍流模式求解了RANS方程.针对影响超声速冲击射流的三个重要影响参数:冲击角θ、冲击高度h/d以及出口反压Pb进行了详细的考察.计算得到了各个工况下抽吸缝隙和贮室各壁面的换热强度.计算结果表明,冲击角度较小时拦截激波会在贮室的受冲击壁面上诱导出分离泡以及射流边界冲击壁面,换热强度会出现两个峰值.这两个峰值点处的换热强度往往大于抽吸缝隙内的气动加热强度.但是当冲击高度增
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