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作者：王刚;张帅;宋晓啸;张继发;郑耀;
单位：浙江大学航空航天学院;
摘要：高超声速飞行器要求前体与进气道一体化设计，目前已有众多前体/进气道一体化方案被提出，然而在高超声速进气道内精确有效的湍流数值计算分析方法仍有不足。本文实现了一种基于二次本构关系（Quadratic Constitutive Relation,QCR）的高精度、高效率的湍流修正模型（SA-QCR2020）。采用两种标准验证算例表明，SA-QCR2020湍流模型能够更接近真实的流动物理，对计算算例性能模拟更为准确。随后本文采用该修正湍流模型对曲面乘波进气道在侧滑角为0°，4°，8°，攻角为-8°，0°，8°工况下的性能进行了研究。结果表明，在设计工况下该曲面乘波进气道内从喉道处产生三维涡，并向后发展，随流动扩散至整个流场区域。侧滑角对进气道起动后的性能影响不大，攻角对进气道起动后的性能影响较大，且攻角越大，前缘激波越强，对来流的减速增压作用越强。研究揭示了该曲面乘波进气道在非设计工况下的性能规律，并表明该进气道能够在大攻角、大侧滑角工况下保证飞行器推进系统有效工作。
关键词：曲面乘波进气道;;二次流;;进气道性能;;湍流模型;;数值模拟
基金资助：浙江省重点研发计划项目（2020C01020）~~
