航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2012年
4期
617-624
,共8页
航空航天推进系统%高超声速进气道%前体宽度%矩形截面%试验方案
航空航天推進繫統%高超聲速進氣道%前體寬度%矩形截麵%試驗方案
항공항천추진계통%고초성속진기도%전체관도%구형절면%시험방안
根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究.首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律.其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好.考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5～0.8之间较为适宜.
根據矩形截麵高超聲速進氣道前體的流動特徵,對一種前體加寬型高超聲速進氣道試驗方案開展瞭數值倣真及高焓風洞試驗研究.首先,對不同前體寬度的高超聲速進氣道開展瞭三維數值倣真研究,結果顯示:隨著前體寬度的增加,進氣道的流量繫數和靜壓比逐漸增加,而總壓恢複繫數和隔離段齣口馬赫數逐漸減小,錶現為先急後緩,且噹來流馬赫數和來流攻角變化時依舊保持上述變化規律.其次,對前體加寬型高超聲速進氣道試驗方案開展瞭高焓風洞試驗研究,結果錶明:加寬前體可有效地提高進氣道的流量繫數,較為真實地反映此類進氣道的流動特徵,試驗結果與數值倣真結果吻閤較好.攷慮到進氣道性能參數隨前體寬度變化規律錶現為先急後緩,建議在試驗條件下前體寬度比取0.5～0.8之間較為適宜.
근거구형절면고초성속진기도전체적류동특정,대일충전체가관형고초성속진기도시험방안개전료수치방진급고함풍동시험연구.수선,대불동전체관도적고초성속진기도개전료삼유수치방진연구,결과현시:수착전체관도적증가,진기도적류량계수화정압비축점증가,이총압회복계수화격리단출구마혁수축점감소,표현위선급후완,차당래류마혁수화래류공각변화시의구보지상술변화규률.기차,대전체가관형고초성속진기도시험방안개전료고함풍동시험연구,결과표명:가관전체가유효지제고진기도적류량계수,교위진실지반영차류진기도적류동특정,시험결과여수치방진결과문합교호.고필도진기도성능삼수수전체관도변화규률표현위선급후완,건의재시험조건하전체관도비취0.5～0.8지간교위괄의.
