CAJ | 학술논문

采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大.针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大.
채용등격파강도설계방법,병고필변비열、격파여부면층간우등인소적영향,대진구평직화진구대유사설적초연충압발동궤이유혼압식전체/진기도진행료초보설계,비교분석료궤충방안진기도적설계점화비설계점성능,연구표명,재저비행마혁수(Ma)하,진구대유사설적전체/진기도기동성능화총압회복우우진구평직적,재고비행Ma하,진구평직적전체/진기도충압비고、외조조력소,이진구대유사설적전체/진기도총압회복계수고,외조조력상대교대.침대초성속연소충압발동궤연소실화진기도간비정상간우적문제,계산연구료비행Ma=4,6하,연소실압력승고대진기도/격리단류장화기동성능적영향,결과표명,재저비행Ma조건하,연소인기적압력우동용역왕상유전파,심지인기진기도불기동;수착비행Ma적증대,격리단적항우동능력시증강적;당진기도진입불기동후,진기도적포획류량화총압회복계수급극하강,고비행Ma시적포획류량적하강폭도비저비행Ma시대.