高超声速飞行器二元进气道试验和计算

作     者：焦子涵 邓帆 袁武 王雪英 陈林 董昊 JIAO Zihan;DENG Fan;YUAN Wu;WANG Xueying;CHEN Lin;DONG Hao

作者机构：中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076 谢菲尔德大学机械工程学院 中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心北京100190 北京临近空间飞行器系统工程研究所北京100076 南京航空航天大学航空宇航学院南京210016 

出 版 物：《固体火箭技术》 (Journal of Solid Rocket Technology)

年 卷 期：2016年第39卷第4期

页      码：470-475,487页

摘      要：设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态（α=8°）测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的问题。结果显示,在典型状态（Ma=5～6）下,进气道起动正常,性能良好,具有一定的抗侧滑能力;随来流马赫数增加,进气道流量系数增大,总压恢复系数减小,计算结果和试验结果一致;试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α〉4°后,流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明,主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差,通过改进试验方案,解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。

主 题 词：二元进气道 巡航飞行器 通流试验 超燃冲压发动机 

学科分类：080703[080703] 08[工学] 082502[082502] 0807[工学-电子信息类] 0805[工学-能源动力学] 0802[工学-机械学] 0825[工学-环境科学与工程类] 0702[理学-物理学类] 

核心收录：

D　O　I：10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.004

馆 藏 号：203187963...