超声速进气道压力估算方法及验证

• 作者: 操小龙 李强
• 来源期刊: 航空工程进展
• 关键词: 超声速 进气道 压力 经验公式 飞行试验
• 年，卷（期）: 2020,（6）
• 所属期刊栏目: “飞行载荷设计与验证技术”专栏
• 页码范围: 894-899
• 页数: 6页
• 分类号: V231.3
• 语种: 中文
• DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2020.06.018

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.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	李强		14	123	6.0	11.0
2	操小龙		2	3	1.0	1.0