空气动力学学报
空氣動力學學報
공기동역학학보
ACTA AERODYNAMICA SINICA
2006年
1期
95-101
,共7页
导弹%S弯进气道设计%风洞实验%总压恢复系数%畸变指数
導彈%S彎進氣道設計%風洞實驗%總壓恢複繫數%畸變指數
도탄%S만진기도설계%풍동실험%총압회복계수%기변지수
在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道.进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求.风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ＞0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(△σo＜1.0%)和径向稳态总压畸变指数(△σp＜2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(Tu＜2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w＜3.0%).
在飛行器總體對髮動機進氣道長度、偏距和相貫位置有特定要求及扠形彈翼根部空間的限製情況下,設計瞭一種大偏距、短擴壓的S彎進氣道.進氣道的設計特點是在脣口後保證有儘可能長的S彎擴壓段,擴壓段在採用閤理的中心線變化規律和麵積變化規律的情況下,通過變寬度的方法確定截麵形狀,以滿足總體要求.風洞模型實驗結果錶明:1.進氣道具有良好的氣動性能,高的總壓恢複繫數(σ＞0.985),較低的週嚮穩態總壓畸變指數(△σo＜1.0%)和徑嚮穩態總壓畸變指數(△σp＜2.8%);2.在一定馬赫數下,進氣道性能對正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的總壓恢複繫數和低的畸變;3.進氣道齣口氣流紊流度較低(Tu＜2.5%),因此進氣道齣口截麵的總畸變指數低(w＜3.0%).
재비행기총체대발동궤진기도장도、편거화상관위치유특정요구급차형탄익근부공간적한제정황하,설계료일충대편거、단확압적S만진기도.진기도적설계특점시재진구후보증유진가능장적S만확압단,확압단재채용합리적중심선변화규률화면적변화규률적정황하,통과변관도적방법학정절면형상,이만족총체요구.풍동모형실험결과표명:1.진기도구유량호적기동성능,고적총압회복계수(σ＞0.985),교저적주향은태총압기변지수(△σo＜1.0%)화경향은태총압기변지수(△σp＜2.8%);2.재일정마혁수하,진기도성능대정공각화편항각불민감,잉보지고적총압회복계수화저적기변;3.진기도출구기류문류도교저(Tu＜2.5%),인차진기도출구절면적총기변지수저(w＜3.0%).
