高超聲速飛行器二元進(jìn)氣道試驗(yàn)和計(jì)算

焦子涵，鄧　帆,2，袁　武，王雪英，陳　林，董　昊

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京　100076；2.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國；3.中國科學(xué)院計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)信息中心 超級計(jì)算中心，北京　100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京　100076；5.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京　210016)

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高超聲速飛行器二元進(jìn)氣道試驗(yàn)和計(jì)算

焦子涵1，鄧帆1,2，袁武3，王雪英4，陳林1，董昊5

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076；2.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國；3.中國科學(xué)院計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)信息中心 超級計(jì)算中心，北京100190；4.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京100076；5.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京210016)

設(shè)計(jì)了一種吸氣式面對稱高超聲速飛行器，針對進(jìn)氣道性能，分別在兩座風(fēng)洞開展通流試驗(yàn)研究。針對第1次風(fēng)洞試驗(yàn)大攻角狀態(tài)(α=8°)測量值偏離線性的問題，輔助采用數(shù)值模擬手段分析原因，并對試驗(yàn)方案進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，解決了首次試驗(yàn)出現(xiàn)的問題。結(jié)果顯示，在典型狀態(tài)(Ma=5～6)下，進(jìn)氣道起動正常，性能良好，具有一定的抗側(cè)滑能力；隨來流馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道流量系數(shù)增大，總壓恢復(fù)系數(shù)減小，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果一致；試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算的差異主要表現(xiàn)為基本測壓方案α>4°后，流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)出現(xiàn)嚴(yán)重的非線性。數(shù)值模擬結(jié)果表明，主要原因?yàn)槟Ｐ椭畏绞郊皽y壓方式所引起的偏差， 通過改進(jìn)試驗(yàn)方案，解決了大攻角狀態(tài)下測量值偏離正常趨勢的問題。