高超声速飞行器二元进气道试验和计算

• 作者: 焦子涵 王雪英 董昊 袁武 邓帆 陈林
• 来源期刊: 固体火箭技术
• 学科: 航空航天
• 关键词: 二元进气道 巡航飞行器 通流试验 超燃冲压发动机
• 年，卷（期）: 2016,（4）
• 所属期刊栏目: 发动机
• 页码范围: 470-475,487
• 页数: 7页
• 分类号: V430
• 字数: 3359字
• 语种: 中文
• DOI: 10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.004

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。

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	董昊	南京航空航天大学航空宇航学院	13	42	4.0	5.0
2	焦子涵	中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室	14	22	3.0	3.0
3	袁武	中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心	17	50	5.0	6.0
4	陈林	中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室	8	14	2.0	3.0
5	王雪英		2	0	0.0	0.0