超声速进气道压力估算方法及验证

摘要：

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题.以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试验中的进气道压力,并与测量结果进行对比.结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验测量值符合较好,具有较高的精度.

关键词：超声速、进气道、压力、经验公式、飞行试验

所属期刊栏目：11

分类号：V231.3(航空发动机（推进系统）)

在线出版日期：2021-01-12（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共6页

页码：894-899