高超声速飞行器二元进气道试验和计算

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1、固体火箭技术第39卷第4期JournalofSolidRocketTechnologyV01_39No．42016高超声速飞行器二元进气道试验和计算①焦子涵，邓帆，袁武，王雪英4，陈林，董吴(1．中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室，北京100076；2．谢菲尔德大学机械工程学院，谢菲尔德，英国；3．中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心，北京100190；4．北京临近空间飞行器系统工程研究所，北京100076；5．南京航空航天大学航空宇航学院，南京210016)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(ot

2、=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>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。关键词：二元进气道；巡航飞行器；通流试验；超燃冲压发动机中图分类号：V430文献标识码：A文章编号

3、：1006—2793(2016)04-o470-o6DoI：10．7673／j．issn．1006—2793．2016．04．004Through-flowexperimentandcalculationoftwo—dimensionalinletforhypersoniccruisevehiclesJIA0Zi．han。DENGFanlI，YUANWu．WANGXue—ying。CHENLin．DONGHao’(1．ScienceandTechnologyonSpacePhysicsLaboratory，ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology，Beijin

4、g100076，China；2．DepartmentofMechanicalEngineering，UniversityofShefield，Shefield，UnitedKingdom；3．SupercomputingCenter，ComputerNetworkInformationCenter，ChineseAcademyofSciences，Bering100190，China；4．BeijingInstituteofNearspaceVehicleSystemsEngineering，Beijing100076，China；5．CollegeofAerospaceEngineering

5、．NarljingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China)Abstract：Theperformancesofatwo-dimensionalinletwithhypersoniccruisevehiclesconfigurationwereinvestigatedbywindtunnelexperimentsandCFDsimulationsinthisarticle．Ahypersoniccruisevehicleintegratedaerodynamicsandpropulsionwasde—signed．CF

6、Dsimulationsandtwowindtunneltestswerecarriedoutintwodiferentwindtunnelstoexaminethehypersonicperform—ancesoftheinlet．Thoughanalyzingtheresultsofthefirstwindtunnelexperiment，animprovedtestschemewascarriedout．Thepressuremeasuringexperimentsresultsshowthat：Theinletwasabletostartunderfreestreamroachnumb

7、erfrom5．0to6．0atin—tervalof1．0，evenconsideringtheyawangleof4。．Thetotalpressurerecoverycoefficientandmassflowratiooftheinletsatisfiedtherequirementsofdesignthroughanalyzingthemonitoringresults．Thetotal