針對(duì)某飛行器降溫系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣閥口的高性能需求,開(kāi)展了亞聲速S形漸變流道的閥口設(shè)計(jì),通過(guò)數(shù)值仿真和試驗(yàn)研究了S形閥口氣動(dòng)性能和耦合強(qiáng)度。采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界、全場(chǎng)初始化的亞聲速可壓縮流場(chǎng)和背壓法模擬流量的數(shù)值模擬方法,獲得了不同流量工況和攻角狀態(tài)下的氣動(dòng)性能,并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)研究了進(jìn)氣閥口的實(shí)際氣動(dòng)性能,在來(lái)流0.7 Ma、流量160 kg/h下的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.978～0.999,結(jié)果表明數(shù)值仿真和試驗(yàn)結(jié)果一致,可以應(yīng)用于類(lèi)似進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能分析和優(yōu)化設(shè)計(jì)。采用流固界面壓力插值映射單向流固耦合方法對(duì)進(jìn)氣閥口強(qiáng)度分析表明,強(qiáng)度安全裕度滿足要求,經(jīng)風(fēng)洞試驗(yàn)的進(jìn)氣閥口結(jié)構(gòu)完好無(wú)損。 

【文章來(lái)源】：火箭推進(jìn). 2020,46(06)

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

S形進(jìn)氣閥口結(jié)構(gòu)示意圖

為較真實(shí)地模擬進(jìn)氣閥口安裝在固壁上時(shí)氣體流動(dòng)情況,數(shù)值計(jì)算時(shí)增加模擬隔板模型。采用?600 mm×600 mm的圓柱體作為外流場(chǎng)計(jì)算域,包圍進(jìn)氣閥口模型,構(gòu)成數(shù)值風(fēng)洞,如圖2所示。對(duì)該模型進(jìn)行自適應(yīng)網(wǎng)格劃分,并對(duì)入口和近壁面部位進(jìn)行局部加密,以保證關(guān)鍵部位的網(wǎng)格質(zhì)量和數(shù)值精度。根據(jù)結(jié)構(gòu)對(duì)稱(chēng)性,為減小計(jì)算量選取1/2計(jì)算域作為數(shù)值計(jì)算模型[12-13]。2.2 數(shù)值方法

不同攻角(-2.5°、0°、5°)下[15],進(jìn)氣閥口氣動(dòng)性能計(jì)算結(jié)果如表1所示,0°、182 kg/h工況下總壓分布云圖如圖3所示。結(jié)果表明:進(jìn)氣閥口在額定流量時(shí),總壓損失約0.750～1.970 kPa,總壓恢復(fù)系數(shù)約0.976～0.997,滿足不小于0.95技術(shù)要求。表1 氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算結(jié)果Tab.1 Simulation results of aerodynamic performance 序號(hào) 攻角/(°) 出口靜壓/kPa 流量/(kg·h-1) 總壓恢復(fù)系數(shù) 1 0.0 140 60.0 0.999 2 138 182.0 0.997 3 136 246.0 0.993 4 134 294.0 0.989 5 132 333.0 0.985 6 130 368.0 0.981 7 128 398.0 0.976 8 -2.5 140 73.8 0.998 9 138 171.0 0.995 10 136 250.5 0.990 11 134 298.0 0.987 12 132 338.0 0.983 13 130 372.0 0.979 14 128 402.0 0.975 15 5.0 138 120.0 0.978 16 137 177.0 0.976 17 136 214.0 0.974 18 134 270.0 0.971 19 132 314.0 0.967 20 130 351.0 0.963 21 128 384.0 0.959

【參考文獻(xiàn)】：
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