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三维进气道湍流流场数值模拟
引用本文:郭东明,刘振侠,吴丁毅,王小峰,黄陈生.三维进气道湍流流场数值模拟[J].航空计算技术,2006,36(1):90-93.
作者姓名:郭东明  刘振侠  吴丁毅  王小峰  黄陈生
作者单位:1. 西北工业大学,动力与能源学院,陕西,西安,710072
2. 中国飞行试验研究院,陕西,西安,710089
摘    要:结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况.计算结果表明:0°攻角和10°攻角时,机头激波对入口气流影响不大,出口气流总压分布相对均匀,且高压区面积较大;而10°侧滑角时,受机头激波的影响,进气道前方出现小范围的低压区,且出口气流低压区较大.

关 键 词:数值模拟  进气道  激波  压力分布
文章编号:1671-654X(2005)04-0090-04
修稿时间:2005年9月30日

Numerical Simulation of Three-Dimessional Turbulent Flow Field Inlet
GUO Dong-ming,LIU Zhen-xia,WU Ding-yi,WANG Xiao-feng,HUANG Chen-sheng.Numerical Simulation of Three-Dimessional Turbulent Flow Field Inlet[J].Aeronautical Computer Technique,2006,36(1):90-93.
Authors:GUO Dong-ming  LIU Zhen-xia  WU Ding-yi  WANG Xiao-feng  HUANG Chen-sheng
Abstract:Base on experiment data,a numerical simulation method is applied to turbulent flow field of supersonic S-shaped inlet.The influence of airframe/head on entrance of inlet flow fields,distribution of shock-wave and outlet total pressure of inlet at various angles of attack and angles of sideslip are investigated.The results show that entrance of inlet flowfield is less sensitive to head shock-wave,compaired with flighting at angle of sideslip,there is a bigger high-energy zone at the exit of inlet at angles of attack.
Keywords:numerical simulation  inlet  shock-wave  total pressure distribution
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