低密度高亚声速引射风洞设计及性能研究

发布时间：2023-03-29 20:06

　　研究以火星表面大气条件和火星飞行器飞行速度为基础,设计一个低密度高亚声速引射风洞,并运用ANSYS FLUENT 15.0对多喷嘴引射风洞的性能进行了数值计算分析。首先对计算进行了网格无关性验证,在保证计算精度和减少时间与计算资源的基础上,通过研究发现:多喷嘴引射器作为风洞动力系统可满足试验段马赫数达到0.77的高亚声速马赫数要求,并且对试验段上下壁面采用各1°的扩张角可有效降低试验段边界层对压力的影响,从而使试验段静压基本维持不变;提高引射膨胀比是提高试验段雷诺数的一个有效措施,但是会降低引射系数,同时会增加试验段的静压梯度,影响试验段的气流品质。因此低密度引射风洞设计过程中必须综合考虑试验段扩张角,引射膨胀比等因素。

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【文章目录】：
0 引 言
1 风洞组成部分设计
2 引射器设计及性能参数
    1)引射器型式选择
    2)引射器参数选择
3 多孔介质和多孔阶跃模型及其阻力参数
4 仿真校验
5 计算结果分析
    1)模式一(膨胀比12)
        (1)引射器性能分析
        (2)风洞性能分析
    2)模式二(膨胀比15)
        (1)引射器性能分析
        (2)风洞流场性能分析
6 结 论



本文编号：3774388