《表1 不同湍流模型临界状态性能参数》

《表1 不同湍流模型临界状态性能参数》   提示:宽带有限、当前游客访问压缩模式
本系列图表出处文件名:随高清版一同展现
《一种“X”型超声速进气系统数值仿真与实验验证》


  1. 获取 高清版本忘记账户?点击这里登录
  1. 下载图表忘记账户?点击这里登录

Ma=2.3、α=10°时背风区入口附面层已占进气道迎风高度的1/3,第一道斜激波已不可见。而实验中发现此工况下背风区进气道不起动。可见攻角α=10°下目前的湍流模型计算结果与实验结果有一定偏差。带攻角飞行时,弹体头部激波两侧强度差异使得弹体表面会出现气流横向绕流,背风面附面层会增厚。当攻角增大到一定程度时,背风面附面层出现旋涡和分离,攻角越大,涡出现的位置越靠前。CFD计算显示Ma=2.3,α=10°时漩涡开始出现的位置在X/D=4.25处。X/D表示剖面与弹体理论弹尖的距离相对弹身直径的比值。图12给出了进气道入口X/D=8.0时弹体剖面流线图。图12表明,背风区进气道入口的流场恶化十分严重,且堆积了大量的附面层,而实验纹影表明背风区进气道入口更厚,其入口附面层分离现象可能比CFD结果更加严重,从而导致α=10°时进气系统的不起动。经过试算,其他几种湍流模型都未能模拟出背风侧进气道不起动的现象,可见在α=10°时,目前的RANS模型模拟精度还不够理想,计算结果与实验结果有一定的差距。