超声速颌下乘波进气道一体化设计

• 作者: 孟宇鹏 朱守梅 李宏东 高雄
• 来源期刊: 推进技术
• 学科: 航空航天
• 关键词: 冲压发动机 超声速进气道 计算流体动力学 风洞试验
• 年，卷（期）: 2018,（8）
• 所属期刊栏目: 总体与系统
• 页码范围: 1720-1727
• 页数: 8页
• 分类号: V235.211
• 字数: 4430字
• 语种: 中文
• DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.08.005

摘要

为实现冲压发动机进气道/飞行器前体融合化设计,采用轴对称弯曲激波压缩基准流场和等熵压缩基准流场的锥导乘波设计方法,设计出工作范围Ma=2.5~4.5的超声速颌下乘波进气道方案,利用三维流场数值模拟获得了进气道基本性能,并对等熵压缩颌下乘波进气道进行了风洞吹风试验,验证了进气道的性能特性.研究结果表明:(1)设计的颌下进气道可以在Ma=2.5~4.5工作,在设计点Ma=4.0实现前体乘波,并具有大捕获流量、高压缩特性及高升阻比的优点;(2)进气道总压恢复系数和流量系数随着攻角增大而提高,在Ma=4.0,6°攻角状态,该进气道总压恢复系数可以达到0.47,流量系数达到1.20;(3)在更大攻角下由于捕获流量大幅增大,颌下进气道会出现不起动现象,但流场结构和性能稳定.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	高雄	北京动力机械研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室	3	13	1.0	3.0
2	朱守梅	北京动力机械研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室	15	48	4.0	6.0
3	李宏东	北京动力机械研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室	7	19	2.0	4.0
4	孟宇鹏	北京动力机械研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室	4	2	1.0	1.0