实验流体力学
實驗流體力學
실험류체역학
JOURNAL OF EXPERIMENTS IN FLUID MECHANICS
2013年
5期
49-54
,共6页
高超声速%咽式进气道%起动性能%数值模拟%风洞实验
高超聲速%嚥式進氣道%起動性能%數值模擬%風洞實驗
고초성속%인식진기도%기동성능%수치모의%풍동실험
hypersonic%jaws inlet%starting performance%numerical simulation%wind tunnel test
为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验.实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布.结果表明:迎角的增大和来流马赫数的减小都会对迸气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用.
為瞭研究高超聲速嚥式進氣道在非設計迎角以及低馬赫數下的起動性能,利用流線追蹤生成瞭設計馬赫數Ma=7,具有8-7無粘基本流場(即俯仰平麵內的斜激波由和自由來流呈8°夾角的斜壓縮麵產生;偏航平麵內的斜激波由和自由來流呈7°夾角的斜壓縮麵產生)的嚥式進氣道,併對邊界層脩正前後的兩種嚥式進氣道進行瞭數值模擬和高超聲速風洞實驗.實驗觀測和記錄瞭各箇來流條件下進氣道模型脣口的激波繫結構,測量瞭沿進氣道模型上下壁麵中心線從氣流進口到齣口的沿程靜壓分佈.結果錶明:迎角的增大和來流馬赫數的減小都會對迸氣道的起動性能造成不利的影響,通過對嚥式進氣道進行邊界層脩正,可以提高進氣道的總壓恢複繫數,減小內收縮比,從而擴寬進氣道起動的馬赫數以及迎角範圍,對進氣道設計有著積極的作用.
위료연구고초성속인식진기도재비설계영각이급저마혁수하적기동성능,이용류선추종생성료설계마혁수Ma=7,구유8-7무점기본류장(즉부앙평면내적사격파유화자유래류정8°협각적사압축면산생;편항평면내적사격파유화자유래류정7°협각적사압축면산생)적인식진기도,병대변계층수정전후적량충인식진기도진행료수치모의화고초성속풍동실험.실험관측화기록료각개래류조건하진기도모형진구적격파계결구,측량료연진기도모형상하벽면중심선종기류진구도출구적연정정압분포.결과표명:영각적증대화래류마혁수적감소도회대병기도적기동성능조성불리적영향,통과대인식진기도진행변계층수정,가이제고진기도적총압회복계수,감소내수축비,종이확관진기도기동적마혁수이급영각범위,대진기도설계유착적겁적작용.
