高超声速飞行器二元进气道试验和计算

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。

关键词：二元进气道、巡航飞行器、通流试验、超燃冲压发动机

所属期刊栏目：39

分类号：V430(推进系统（发动机、推进器）)

在线出版日期：2016-10-14（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共7页

页码：470-475,487