高超声速飞行器二元进气道试验和计算

发布时间：2017-09-26 16:23

  本文关键词：高超声速飞行器二元进气道试验和计算

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【摘要】：设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态(α=8°)测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的问题。结果显示,在典型状态(Ma=5~6)下,进气道起动正常,性能良好,具有一定的抗侧滑能力;随来流马赫数增加,进气道流量系数增大,总压恢复系数减小,计算结果和试验结果一致;试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α4°后,流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明,主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差,通过改进试验方案,解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。
【作者单位】： 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室;谢菲尔德大学机械工程学院;中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心;北京临近空间飞行器系统工程研究所;南京航空航天大学航空宇航学院;
【关键词】： 二元进气道 巡航飞行器 通流试验 超燃冲压发动机
【分类号】：V211.48
【正文快照】： 2.谢菲尔德大学机械工程学院,谢菲尔德,英国;3.中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心,北京100190;4.北京临近空间飞行器系统工程研究所,北京100076;5.南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016)0引言吸气式高超声速飞行器[1]是未来最有可能实现高超声速单级入轨和巡航的

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本文编号：924554