針對某飛行器降溫系統(tǒng)對進氣閥口的高性能需求,開展了亞聲速S形漸變流道的閥口設計,通過數(shù)值仿真和試驗研究了S形閥口氣動性能和耦合強度。采用壓力遠場邊界、全場初始化的亞聲速可壓縮流場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)下的氣動性能,并通過風洞試驗研究了進氣閥口的實際氣動性能,在來流0.7 Ma、流量160 kg/h下的總壓恢復系數(shù)為0.978～0.999,結(jié)果表明數(shù)值仿真和試驗結(jié)果一致,可以應用于類似進氣道的氣動性能分析和優(yōu)化設計。采用流固界面壓力插值映射單向流固耦合方法對進氣閥口強度分析表明,強度安全裕度滿足要求,經(jīng)風洞試驗的進氣閥口結(jié)構(gòu)完好無損。 

【文章來源】：火箭推進. 2020,46(06)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

S形進氣閥口結(jié)構(gòu)示意圖

為較真實地模擬進氣閥口安裝在固壁上時氣體流動情況,數(shù)值計算時增加模擬隔板模型。采用?600 mm×600 mm的圓柱體作為外流場計算域,包圍進氣閥口模型,構(gòu)成數(shù)值風洞,如圖2所示。對該模型進行自適應網(wǎng)格劃分,并對入口和近壁面部位進行局部加密,以保證關鍵部位的網(wǎng)格質(zhì)量和數(shù)值精度。根據(jù)結(jié)構(gòu)對稱性,為減小計算量選取1/2計算域作為數(shù)值計算模型[12-13]。2.2 數(shù)值方法

不同攻角(-2.5°、0°、5°)下[15],進氣閥口氣動性能計算結(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:進氣閥口在額定流量時,總壓損失約0.750～1.970 kPa,總壓恢復系數(shù)約0.976～0.997,滿足不小于0.95技術(shù)要求。表1 氣動性能數(shù)值計算結(jié)果Tab.1 Simulation results of aerodynamic performance 序號 攻角/(°) 出口靜壓/kPa 流量/(kg·h-1) 總壓恢復系數(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】：
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本文編號：3506990