航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2011年
6期
988-996
,共9页
南向军%张堃元%金志光%孙波
南嚮軍%張堃元%金誌光%孫波
남향군%장곤원%금지광%손파
高超声速进气道%基准流场%压升规律%数值模拟%风洞试验
高超聲速進氣道%基準流場%壓升規律%數值模擬%風洞試驗
고초성속진기도%기준류장%압승규률%수치모의%풍동시험
采用压力梯度先增大后减小压升规律轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变技术设计了矩形转圆形内收缩进气道模型,并采用4°斜楔模拟飞行器前体,对前体、进气道一体化模型进行了数值模拟和风洞试验,初步得到了该进气道的流场结构及总体性能.设计点和接力点的数值模拟结果表明该进气道可在马赫数Ma=4～6状态下正常工作,且具有良好的总体性能.在设计点Ma=6、正4°攻角状态进行的风洞试验表明,该进气道增压比为41.2,总压恢复达0.45,至少可抵抗200倍来流静压的反压.
採用壓力梯度先增大後減小壓升規律軸對稱基準流場,結閤流線追蹤及截麵漸變技術設計瞭矩形轉圓形內收縮進氣道模型,併採用4°斜楔模擬飛行器前體,對前體、進氣道一體化模型進行瞭數值模擬和風洞試驗,初步得到瞭該進氣道的流場結構及總體性能.設計點和接力點的數值模擬結果錶明該進氣道可在馬赫數Ma=4～6狀態下正常工作,且具有良好的總體性能.在設計點Ma=6、正4°攻角狀態進行的風洞試驗錶明,該進氣道增壓比為41.2,總壓恢複達0.45,至少可牴抗200倍來流靜壓的反壓.
채용압력제도선증대후감소압승규률축대칭기준류장,결합류선추종급절면점변기술설계료구형전원형내수축진기도모형,병채용4°사설모의비행기전체,대전체、진기도일체화모형진행료수치모의화풍동시험,초보득도료해진기도적류장결구급총체성능.설계점화접력점적수치모의결과표명해진기도가재마혁수Ma=4～6상태하정상공작,차구유량호적총체성능.재설계점Ma=6、정4°공각상태진행적풍동시험표명,해진기도증압비위41.2,총압회복체0.45,지소가저항200배래류정압적반압.
