航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2013年
10期
2308-2315
,共8页
全志斌%徐惊雷%李斌%李欣%莫建伟
全誌斌%徐驚雷%李斌%李訢%莫建偉
전지빈%서량뢰%리빈%리흔%막건위
超燃冲压发动机%单边膨胀喷管%气动性能%数值模拟%风洞试验
超燃遲壓髮動機%單邊膨脹噴管%氣動性能%數值模擬%風洞試驗
초연충압발동궤%단변팽창분관%기동성능%수치모의%풍동시험
scramjet%single expansion ramp nozzle%aerodynamic performance%numerical simulation%wind tunnel experiment
超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室直接相连,由于没有几何喉道和收缩段的整流作用,实际尾喷管的进口气流是非均匀的.为了研究非均匀进口对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,以非均匀马赫数分布为目标,设计了非均匀出口风洞,并进行了风洞出口流场校核试验,试验校核得到的马赫数与目标值的最大偏差只有1.95％.在此基础上,进行了非均匀进口对超燃冲压发动机尾喷管气动性能影响的数值模拟研究,并进行了相应的风洞试验,试验与数值模拟结果吻合良好,验证了数值模拟结果的准确性.研究结果表明,非均匀进口会造成尾喷管推力下降2.92％～5.02％、负升力增加可达17.2％、俯仰力矩减小4.2％～6.7％.
超燃遲壓髮動機尾噴管與燃燒室直接相連,由于沒有幾何喉道和收縮段的整流作用,實際尾噴管的進口氣流是非均勻的.為瞭研究非均勻進口對超燃遲壓髮動機尾噴管性能的影響,以非均勻馬赫數分佈為目標,設計瞭非均勻齣口風洞,併進行瞭風洞齣口流場校覈試驗,試驗校覈得到的馬赫數與目標值的最大偏差隻有1.95％.在此基礎上,進行瞭非均勻進口對超燃遲壓髮動機尾噴管氣動性能影響的數值模擬研究,併進行瞭相應的風洞試驗,試驗與數值模擬結果吻閤良好,驗證瞭數值模擬結果的準確性.研究結果錶明,非均勻進口會造成尾噴管推力下降2.92％～5.02％、負升力增加可達17.2％、俯仰力矩減小4.2％～6.7％.
초연충압발동궤미분관여연소실직접상련,유우몰유궤하후도화수축단적정류작용,실제미분관적진구기류시비균균적.위료연구비균균진구대초연충압발동궤미분관성능적영향,이비균균마혁수분포위목표,설계료비균균출구풍동,병진행료풍동출구류장교핵시험,시험교핵득도적마혁수여목표치적최대편차지유1.95％.재차기출상,진행료비균균진구대초연충압발동궤미분관기동성능영향적수치모의연구,병진행료상응적풍동시험,시험여수치모의결과문합량호,험증료수치모의결과적준학성.연구결과표명,비균균진구회조성미분관추력하강2.92％～5.02％、부승력증가가체17.2％、부앙력구감소4.2％～6.7％.
