追求高亞聲速經濟巡航的民機、跨聲速高機動特性的戰(zhàn)斗機對高性能跨聲速風洞的需求日趨緊迫,開展跨聲速風洞高速段一體化數(shù)值模擬研究,對跨聲速風洞設計具有一定的參考意義。通過非對稱平板擴壓器算例,初步驗證計算方法的可行性,并對跨聲速風洞高速段進行計算收斂評判方法、不同初始條件和槽壁擴張角等因素研究。結果表明:采用模型區(qū)前后兩個監(jiān)測點馬赫數(shù)變化作為收斂判據(jù),方法可行且模型區(qū)流場均勻;不同初始化條件對收斂結果總體影響較小,特別是各截面流場分布和槽道流動方向上,兩者結果基本相同;跨聲速狀態(tài)槽壁擴張角0.3°得到的試驗段模型區(qū)域流場品質較槽壁擴張角0.0°更均勻。 

【文章來源】：航空工程進展. 2020,11(01)CSCD

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

沿流向三個網格拼接示意圖

跨聲速風洞構型網格示意圖

對管道流動而言,收斂依據(jù)較難判斷,通常采用出口流量或流場參數(shù)變化等作為收斂參考,但對于風洞而言,試驗段流場均勻性是評判風洞品質的核心參數(shù),因此本文選取試驗段監(jiān)測點作為收斂判斷依據(jù)。風洞對稱面示意圖如圖6所示,在圖中模型區(qū)域軸向位置近似選取一前一后兩個固定點,即監(jiān)測點Point 1和監(jiān)測點Point 2,計算中實時輸出兩個監(jiān)測點的馬赫數(shù),通過兩點馬赫數(shù)變化量以及兩者馬赫數(shù)差量變化作為判斷依據(jù),X1～X3為流向x方向截面站位位置分布。風洞試驗段X站位截面及槽道位置示意圖如圖7所示,其中虛線區(qū)域為模型區(qū)域,中心點為中軸線處點,60%點為模型區(qū)域對角線上60%處點,用于表示中心線或60%站位處軸向馬赫數(shù)分布情況。

【參考文獻】：
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本文編號：3514608