空气动力学学报
空氣動力學學報
공기동역학학보
ACTA AERODYNAMICA SINICA
2012年
4期
524-527
,共4页
冲压增程弹丸%进气道%数值模拟%阻力
遲壓增程彈汍%進氣道%數值模擬%阻力
충압증정탄환%진기도%수치모의%조력
以一冲压增程弹丸为例,在马赫数2.0到2.5的冷态飞行条件下,采用飞行试验结合流动仿真的手段,分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布.数值仿真所得阻力数据与飞行试验所得结果误差在6％以内.仿真分析结果表明:外部阻力在弹丸所受总的气动阻力中占有支配地位,约为总的气动阻力的95％;作用在弹丸上的气动阻力中,压力阻力远远大于摩擦阻力,约占总阻力中的85％;弹丸所受外部气动阻力中,压力阻力约占90％.冷态飞行试验所得气动阻力数据可以直接作为冲压发动机推力设计的依据;冲压增程弹丸减阻设计的重点在于减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积.
以一遲壓增程彈汍為例,在馬赫數2.0到2.5的冷態飛行條件下,採用飛行試驗結閤流動倣真的手段,分析瞭作用在彈汍內、外錶麵的氣動阻力分佈.數值倣真所得阻力數據與飛行試驗所得結果誤差在6％以內.倣真分析結果錶明:外部阻力在彈汍所受總的氣動阻力中佔有支配地位,約為總的氣動阻力的95％;作用在彈汍上的氣動阻力中,壓力阻力遠遠大于摩抆阻力,約佔總阻力中的85％;彈汍所受外部氣動阻力中,壓力阻力約佔90％.冷態飛行試驗所得氣動阻力數據可以直接作為遲壓髮動機推力設計的依據;遲壓增程彈汍減阻設計的重點在于減小進氣道外罩和前彈體在來流方嚮上的投影麵積.
이일충압증정탄환위례,재마혁수2.0도2.5적랭태비행조건하,채용비행시험결합류동방진적수단,분석료작용재탄환내、외표면적기동조력분포.수치방진소득조력수거여비행시험소득결과오차재6％이내.방진분석결과표명:외부조력재탄환소수총적기동조력중점유지배지위,약위총적기동조력적95％;작용재탄환상적기동조력중,압력조력원원대우마찰조력,약점총조력중적85％;탄환소수외부기동조력중,압력조력약점90％.랭태비행시험소득기동조력수거가이직접작위충압발동궤추력설계적의거;충압증정탄환감조설계적중점재우감소진기도외조화전탄체재래류방향상적투영면적.
