【摘 要】
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追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所
【基金项目】
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国家重点研究发展计划项目(2016YFB0200700)
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追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同;跨声速状态槽壁扩张角0.3°得
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