研究以火星表面大氣條件和火星飛行器飛行速度為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)一個(gè)低密度高亞聲速引射風(fēng)洞,并運(yùn)用ANSYS FLUENT 15.0對(duì)多噴嘴引射風(fēng)洞的性能進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算分析。首先對(duì)計(jì)算進(jìn)行了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,在保證計(jì)算精度和減少時(shí)間與計(jì)算資源的基礎(chǔ)上,通過(guò)研究發(fā)現(xiàn):多噴嘴引射器作為風(fēng)洞動(dòng)力系統(tǒng)可滿(mǎn)足試驗(yàn)段馬赫數(shù)達(dá)到0.77的高亞聲速馬赫數(shù)要求,并且對(duì)試驗(yàn)段上下壁面采用各1°的擴(kuò)張角可有效降低試驗(yàn)段邊界層對(duì)壓力的影響,從而使試驗(yàn)段靜壓基本維持不變;提高引射膨脹比是提高試驗(yàn)段雷諾數(shù)的一個(gè)有效措施,但是會(huì)降低引射系數(shù),同時(shí)會(huì)增加試驗(yàn)段的靜壓梯度,影響試驗(yàn)段的氣流品質(zhì)。因此低密度引射風(fēng)洞設(shè)計(jì)過(guò)程中必須綜合考慮試驗(yàn)段擴(kuò)張角,引射膨脹比等因素。

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【文章目錄】：
0 引 言
1 風(fēng)洞組成部分設(shè)計(jì)
2 引射器設(shè)計(jì)及性能參數(shù)
    1)引射器型式選擇
    2)引射器參數(shù)選擇
3 多孔介質(zhì)和多孔階躍模型及其阻力參數(shù)
4 仿真校驗(yàn)
5 計(jì)算結(jié)果分析
    1)模式一(膨脹比12)
        (1)引射器性能分析
        (2)風(fēng)洞性能分析
    2)模式二(膨脹比15)
        (1)引射器性能分析
        (2)風(fēng)洞流場(chǎng)性能分析
6 結(jié) 論



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