【摘 要】
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吸气式高超声速飞行器发动机尾喷管入口流场是非均匀分布的,对尾喷管性能影响比较明显,而常规风洞喷流实验的尾喷管入口流场一般为经过内喷管膨胀后得到的均匀气流,并不能模
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吸气式高超声速飞行器发动机尾喷管入口流场是非均匀分布的,对尾喷管性能影响比较明显,而常规风洞喷流实验的尾喷管入口流场一般为经过内喷管膨胀后得到的均匀气流,并不能模拟尾喷管非均匀入流的情况.为了研究非均匀喷流入口对飞行器气动性能的影响,本文通过不同非均匀内喷管型面的设计,探讨了非均匀内喷流的产生方法,获得了均匀拉伐尔喷管和非均匀喷管,分别为吸气式高超声速飞行器喷流实验模型提供均匀喷流入口和非均匀喷流入口条件,该非均匀喷管能提供模拟喷流方向角的非均匀喷流入口流场.通过数值模拟发现,带有模拟方向角的非均匀喷流流场,对尾喷管的升力和俯仰力矩影响较为明显,对飞行器的推力影响相对较小.
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