高超声速二元进气道起动性能数值模拟技术研究与试验验证
本文开展了典型二元高超声速飞行器进气道的起动性能数值模拟技术研究,并进行了试验验证.所研究进气道的起动性能主要指发动机接力前进气道的马赫数起动迟滞圈,包含进气道的自起动马赫数边界和可起动马赫数边界.计算软件为CARDC的AHL3D并行计算流体软件.为了获得进气道的起动迟滞圈,采用了来流场、零初场以及前一收敛场等不同的初场下准定常计算推进的计算方法,从不起动场逐步增加来流马赫数及从起动场逐步降低来流马赫数.通过不同初场与不同步进方式相结合的准定常推进计算的对比研究,分析获得了所研究进气道的起动性能,并总结提出了预测进气道起动性能的数值技术,即利用零初场单步进准定常计算预测进气道的自起动性能,用来流场准定常推进计算预测进气道的可起动马赫数的预测技术.为了验证该预测技术的效果,对某典型二维进气道起动性能开展了风洞试验研究.试验结果表明所发展的起动性能数值预测技术切实可行,可进一步进行验证与研究应用.
高超声速飞行器 二元进气道 起动性能 数值模拟
余安远 杨大伟 吴杰 倪鸿礼 乐嘉陵
中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室,绵阳621000;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,绵阳621000 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,绵阳621000
国内会议
北京
中文
341-347
2015-09-16（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）