本文關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器二元進氣道試驗和計算

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【摘要】：設計了一種吸氣式面對稱高超聲速飛行器,針對進氣道性能,分別在兩座風洞開展通流試驗研究。針對第1次風洞試驗大攻角狀態(tài)(α=8°)測量值偏離線性的問題,輔助采用數(shù)值模擬手段分析原因,并對試驗方案進行改進設計,解決了首次試驗出現(xiàn)的問題。結(jié)果顯示,在典型狀態(tài)(Ma=5~6)下,進氣道起動正常,性能良好,具有一定的抗側(cè)滑能力;隨來流馬赫數(shù)增加,進氣道流量系數(shù)增大,總壓恢復系數(shù)減小,計算結(jié)果和試驗結(jié)果一致;試驗結(jié)果和數(shù)值計算的差異主要表現(xiàn)為基本測壓方案α4°后,流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)出現(xiàn)嚴重的非線性。數(shù)值模擬結(jié)果表明,主要原因為模型支撐方式及測壓方式所引起的偏差,通過改進試驗方案,解決了大攻角狀態(tài)下測量值偏離正常趨勢的問題。
【作者單位】： 中國運載火箭技術(shù)研究院空間物理重點實驗室;謝菲爾德大學機械工程學院;中國科學院計算機網(wǎng)絡信息中心超級計算中心;北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所;南京航空航天大學航空宇航學院;
【關(guān)鍵詞】： 二元進氣道 巡航飛行器 通流試驗 超燃沖壓發(fā)動機
【分類號】：V211.48
【正文快照】： 2.謝菲爾德大學機械工程學院,謝菲爾德,英國;3.中國科學院計算機網(wǎng)絡信息中心超級計算中心,北京100190;4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所,北京100076;5.南京航空航天大學航空宇航學院,南京210016)0引言吸氣式高超聲速飛行器[1]是未來最有可能實現(xiàn)高超聲速單級入軌和巡航的

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