航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
1期
90-96
,共7页
内收缩进气道%高超进气道%基准流场%数值模拟%风洞试验
內收縮進氣道%高超進氣道%基準流場%數值模擬%風洞試驗
내수축진기도%고초진기도%기준류장%수치모의%풍동시험
inward turning inlet%hypersonic inlet%basic flowfield%numerical simulation%wind tunnel experiment
由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究.试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数.通过和数值模拟对比分析,结果表明:进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好.由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上.试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数.
由于新型變中心體基準流場具有壓縮效率高、反射激波弱的優點,採用該基準流場設計瞭矩形轉圓形內收縮進氣道,在設計點馬赫數Ma=6.0進行瞭風洞試驗研究.試驗中得到瞭進氣道壓縮麵的沿程壓力分佈、隔離段齣口皮託壓分佈等參數.通過和數值模擬對比分析,結果錶明:進氣道外壓段的壓力分佈明顯具有先增大後減小的特徵,內壓段的壓力分佈具有兩級爬升的特點,且壓升較小,流場結構較好.由于內壓段流場激波彊度弱,進氣道總壓恢複繫數較高,達0.518,併產生瞭52倍的增壓比,其抗反壓能力在144倍以上.試驗研究錶明,採用新型變中心體基準流場能改善矩形轉圓形內收縮進氣道的內壓段流場及隔離段流場,併能有效提高進氣道的總壓恢複繫數.
유우신형변중심체기준류장구유압축효솔고、반사격파약적우점,채용해기준류장설계료구형전원형내수축진기도,재설계점마혁수Ma=6.0진행료풍동시험연구.시험중득도료진기도압축면적연정압력분포、격리단출구피탁압분포등삼수.통과화수치모의대비분석,결과표명:진기도외압단적압력분포명현구유선증대후감소적특정,내압단적압력분포구유량급파승적특점,차압승교소,류장결구교호.유우내압단류장격파강도약,진기도총압회복계수교고,체0.518,병산생료52배적증압비,기항반압능력재144배이상.시험연구표명,채용신형변중심체기준류장능개선구형전원형내수축진기도적내압단류장급격리단류장,병능유효제고진기도적총압회복계수.
