航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2008年
1期
20-27
,共8页
高超声速进气道%双燃烧室发动机%非设计点%再起动
高超聲速進氣道%雙燃燒室髮動機%非設計點%再起動
고초성속진기도%쌍연소실발동궤%비설계점%재기동
对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性.实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94.非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫.另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力.
對適用于軸對稱雙燃燒室遲壓髮動機的亞燃模塊進氣道非設計點工作特性進行瞭風洞實驗和數值計算研究,穫得瞭該進氣道的非設計點性能,併分析瞭其流態特徵和再起動特性.實驗數據顯示,該進氣道的馬赫數4臨界狀態性能為:總壓恢複繫數0.425,齣口截麵平均馬赫數0.519,可承受反壓為自由流靜壓的56.52倍,而馬赫數5的相應臨界性能參數則分彆為0.240,0.486和125.94.非設計狀態下,該進氣道的流量繫數下降顯著,馬赫數5時的流量繫數為0.813,馬赫數4時則進一步下降至0.593,為此對高超聲速進氣道非設點綜閤性能的改善迫在眉睫.另外,該進氣道在馬赫數4時具有再起動能力.
대괄용우축대칭쌍연소실충압발동궤적아연모괴진기도비설계점공작특성진행료풍동실험화수치계산연구,획득료해진기도적비설계점성능,병분석료기류태특정화재기동특성.실험수거현시,해진기도적마혁수4림계상태성능위:총압회복계수0.425,출구절면평균마혁수0.519,가승수반압위자유류정압적56.52배,이마혁수5적상응림계성능삼수칙분별위0.240,0.486화125.94.비설계상태하,해진기도적류량계수하강현저,마혁수5시적류량계수위0.813,마혁수4시칙진일보하강지0.593,위차대고초성속진기도비설점종합성능적개선박재미첩.령외,해진기도재마혁수4시구유재기동능력.
