航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
3期
706-713
,共8页
莫建伟%徐惊雷%全志斌%俞凯凯
莫建偉%徐驚雷%全誌斌%俞凱凱
막건위%서량뢰%전지빈%유개개
超燃冲压发动机%喷管设计%进口非均匀%气动性能%数值模拟%试验
超燃遲壓髮動機%噴管設計%進口非均勻%氣動性能%數值模擬%試驗
초연충압발동궤%분관설계%진구비균균%기동성능%수치모의%시험
scramjet%nozzle design%nonuniform entrance flow%aerodynamic performance%numerical simulation%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,实际工作过程中尾喷管的进口气流是非均匀的,因而有必要研究非均匀进口条件下的尾喷管设计方法.以超燃冲压发动机尾喷管非均匀进口马赫数分布为条件,采用有旋特征线设计了超燃冲压发动机非对称尾喷管的等熵膨胀型线.利用数值模拟和试验相结合的方法研究了冷流条件下喷管的气动性能.结果表明,在相同的进口条件下,相对于假定进口马赫数均匀分布设计得到的喷管,考虑进口马赫数非均匀分布设计的喷管推力增加0.6％～2.0％,负升力降低可达82.0％,俯仰力矩增加8.6％～13.0％,这说明在喷管的设计过程中考虑进口参数分布的非均匀性是有必要的.
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,實際工作過程中尾噴管的進口氣流是非均勻的,因而有必要研究非均勻進口條件下的尾噴管設計方法.以超燃遲壓髮動機尾噴管非均勻進口馬赫數分佈為條件,採用有鏇特徵線設計瞭超燃遲壓髮動機非對稱尾噴管的等熵膨脹型線.利用數值模擬和試驗相結閤的方法研究瞭冷流條件下噴管的氣動性能.結果錶明,在相同的進口條件下,相對于假定進口馬赫數均勻分佈設計得到的噴管,攷慮進口馬赫數非均勻分佈設計的噴管推力增加0.6％～2.0％,負升力降低可達82.0％,俯仰力矩增加8.6％～13.0％,這說明在噴管的設計過程中攷慮進口參數分佈的非均勻性是有必要的.
초연충압발동궤미분관여연소실직접상련,유우몰유궤하후도화수축단적정류작용,실제공작과정중미분관적진구기류시비균균적,인이유필요연구비균균진구조건하적미분관설계방법.이초연충압발동궤미분관비균균진구마혁수분포위조건,채용유선특정선설계료초연충압발동궤비대칭미분관적등적팽창형선.이용수치모의화시험상결합적방법연구료랭류조건하분관적기동성능.결과표명,재상동적진구조건하,상대우가정진구마혁수균균분포설계득도적분관,고필진구마혁수비균균분포설계적분관추력증가0.6％～2.0％,부승력강저가체82.0％,부앙력구증가8.6％～13.0％,저설명재분관적설계과정중고필진구삼수분포적비균균성시유필요적.
