超聲速進(jìn)氣道流場三維數(shù)值模擬

超聲速進(jìn)氣道是固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)至關(guān)重要的部件之一,直接影響燃燒室的燃燒及發(fā)動機(jī)性能.基于N-S方程、標(biāo)準(zhǔn)K-ε雙方程湍流模型,利用FLUENT軟件對某型固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)楔形超聲速進(jìn)氣道內(nèi)外流場進(jìn)行了三維數(shù)值模擬.計(jì)算得到了超聲速進(jìn)氣道在飛行馬赫數(shù)為Ma=3.5的情況下的流場性能.并在相同馬赫數(shù)下,研究了等比壓縮和攻角條件下的進(jìn)氣道流場的分布情況.模擬結(jié)果表明:進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)等性能指標(biāo)受到攻角的影響而發(fā)生變化.

作 者： 張永芝 李卓 李海龍 Zhang Yongzhi Li Zhuo Li Hailong   作者單位： 張永芝,Zhang Yongzhi(內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué)理學(xué)院,內(nèi)蒙古,呼和浩特,010051)

李卓,李海龍,Li Zhuo,Li Hailong(內(nèi)蒙古動力機(jī)械研究所,內(nèi)蒙古,呼和浩特,010010) 

刊 名： 火箭推進(jìn)  英文刊名： JOURNAL OF ROCKET PROPULSION  年，卷(期)： 2008 34(3)  分類號： V435  關(guān)鍵詞： 固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)   進(jìn)氣道   模擬仿真   攻角   縮比  

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