【摘 要】
：
本文尝试运用马赫数反正切减速规律基准流场和密切轴对称方法设计一种高超声速曲面乘波进气道,并通过数值计算分析所设计进气道的性能.内收缩基准流场的设计马赫数为6.0
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心,四川 绵阳 621000
论文部分内容阅读
本文尝试运用马赫数反正切减速规律基准流场和密切轴对称方法设计一种高超声速曲面乘波进气道,并通过数值计算分析所设计进气道的性能.内收缩基准流场的设计马赫数为6.0、气流初始折转角为4°、总收缩比Cr为8.8、内收缩比Cri 为2.5、总压恢复σ为0.71、压升比Rp为32.49、壁面气流总折转角15.24°,所设计的曲面乘波进气道总收缩比Cr 为6.68,按唇口后掠根部计算的内收缩比为1.2,设计状态下进气道起动,前缘激波封口,基本继承了基准流场的流动特征,但肩部出现激波-边界层干扰,导致边界层分离,初步分析原因为进气道外压缩较弱导致唇口反射激波前的马赫数较高使得唇口反射激波较强,进一步将优化进气道的内外压缩分配比例,降低曲面乘波进气道的收缩比以提高该进气道的性能.
其他文献
本文开发了与CFD 并行软件相适应的渗透边界条件.利用该软件，对一种三维内转式进气道的自启动性能展开了深入研究，主要包括：抽吸孔位置、抽吸孔背压、开孔率对进气道自启动
高温热防护涂层是高温结构材料的重要研究内容之一。为了提高热防护涂层的性能，人们致力于新的涂层制备工艺和涂层材料开发。近年来，中国科学院上海硅酸盐研究所采用真空等
本文介绍了利用压电摩阻天平进行高超声速飞行器发动机进气道压缩面摩阻测量情况.研制了用于激波风洞摩阻测量的天平，该摩阻天平采用分体式设计，可以相对方便地实现校准和
本工作采用直联式超燃平台在隔离段入口马赫数2.5,来流空气总压1.0MPa,总温范围700-2200K 条件下,测定了煤油和乙烯两种典型碳氢燃料的熄火极限.凹腔稳焰器处CH化学发光
为了在进气道方案设计及选型初期能够根据几何收缩比大致量化进气道抗反压能力，或者根据发动机抗反压需求调整进气道的几何收缩比，本文在零维无粘模型的基础上，基于合理假设
本文介绍了在北京大学高超马赫6 静风洞中开展的关于高超声速边界层转捩及湍流产生的实验研究工作。研究采用了瑞利散射流动显示、高频动态压力传感器以及粒子图像测速等
本文利用脉动反压产生装置产生频率可控、振幅可调的脉动反压，试验研究了脉动反压引起的激波串振荡特性。试验结果表明，在Ma2 来流条件下，激波串振荡幅度随反压脉动幅度升高
本文在Ma2 来流条件下,通过在等直隔离段出口施加周期性反压,造成内部激波串的受迫振荡,试验研究了激波串受迫振荡过程中隔离段壁面压力特性。试验结果表明,根据激波串受
超燃冲压发动机推进部件的设计与分析通常采用一维和多维分析相结合的方法，这就要求必须减少或增加流动参数的维数，从而需要考虑不同分析方法之间的参数传递问题。推进流道
采用增大流量系数的设计方法结合密切内锥流场与流线追踪与融合技术，设计得到了入口类椭圆出口圆形的高超声速内转式进气道，生成结构化网格，采用AHL3D计算流体软件开展了数