Особенности алгоритмов расчета течения в канале воздухозаборного устройства с противодавлением

Abstract

Проектирование формы воздухозаборного устройства является ключевым вопросом разработки прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Целью данной работы является формулировка алгоритма оперативного расчета торможения сверхзвукового потока в канале воздухозаборного устройства на этапе его предпроектной отработки. Рассмотрены вопросы расчета течений в каналах воздухозаборных устройств с противодавлением маршевым методом с использованием квазиодномерного подхода при расчете дозвукового течения в выходной части канала и методом установления по времени. Проводится сравнение эффективности этих методов. Для проведения предпроектных расчетов газодинамических параметров потока предлагается алгоритм оперативного расчета маршевым методом с определением положения прямого скачка уплотнения, при котором реализуется требуемое значение коэффициента скорости потока в выходном сечении канала воздухозаборного устройства.

Проектування форми повітрязбираючого пристрою є ключовим питанням розробки прямоточного повітряно-реактивного двигуна. Метою даної роботи є формулювання алгоритму оперативного розрахунку гальмування надзвукового потоку в каналі повітрязбираючого пристрою на етапі його передпроектного відпрацювання. Розглянуто питання розрахунку течій в каналах повітрязбираючих пристроїв з протитиском маршовим методом з використанням квазіодновимірного підходу при розрахунку дозвукової течії у вихідній частині каналу і методом встановлення за часом. Проводиться порівняння ефективності цих методів. Для проведення передпроектних розрахунків газодинамічних параметрів потоку пропонується алгоритм оперативного розрахунку маршовим методом з визначенням положення прямого стрибка ущільнення, при якому реалізується необхідне значення коефіцієнта швидкості потоку у вихідному перерізі каналу повітрязбираючого пристрою.

Air intake shape designing is the key problem in the development of a ramjet. The aim of this paper is to formulate an algorithm for on-the-fly computing of supersonic flow stagnation in the passage of an air intake at its predesigning stage. Consideration is given to computing flows in the passages of counter-pressure air intakes by the marching method using a quasi-one-dimensional approach to computing the subsonic flow at the passage outlet and by the time relaxation method. The efficiency of these methods is compared. It is suggested that the gas-dynamic flow parameters be determined at the predesigning stage using the algorithm of on-the-fly computing by the marching method with the determination of the normal shock position for which the required flow velocity coefficient at the outlet section of the air intake passage is realized.