航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2012年
8期
1417-1426
,共10页
乘波前体%内收缩进气道%一体化设计%流线追踪%数值模拟
乘波前體%內收縮進氣道%一體化設計%流線追蹤%數值模擬
승파전체%내수축진기도%일체화설계%류선추종%수치모의
为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等.结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合.由于未吞人前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离；随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变；随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大；随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显.
為瞭探索兩側進氣繫統的流場結構及氣動性能,採用吻切錐乘波前體、壓升規律可控的一種高超聲速內收縮進氣道設計瞭兩側進氣佈跼的高超聲速飛行器一體化進氣繫統,併進行瞭數值模擬,研究瞭進氣繫統的流場結構、速度特性、攻角特性以及側滑角特性等.結果錶明,設計點前體外流場和進氣道內流場相互獨立,接力點前體前緣激波和進氣道前緣激波相互耦閤.由于未吞人前體附麵層,因而進氣道內激波附麵層相互作用較弱,沒有產生分離；隨來流馬赫數增大,進氣道總壓恢複繫數減小,增壓比增大顯著,升阻比幾乎不變；隨攻角增大,流量繫數增大明顯,總壓恢複繫數略有減小,增壓比增大明顯,升阻比逐漸增大；隨側滑角增大,進氣道總體性能逐漸減小,迎風側進氣道性能下降較小,揹風側進氣道性能下降明顯.
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